СПОСОБ СОЗДАНИЯ ТЯГИ ЖРД И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ Российский патент 2006 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), включая ЯРД.

В космической отрасли существует проблема снижения стоимости выведения полезных нагрузок, она является актуальной, и ведутся работы по решению конкретных задач в обеспечение решения данной проблемы, включая работы по повышению удельного импульса тяги.

Известен способ создания тяги ЖРД (Алемасов В.Е. др. Теория ракетных двигателей. -М.: Машиностроение, 1980, с.196), основанный на заборе компонентов топлива из баков, подаче указанных компонентов под давлением последовательно в газогенератор и камеру сгорания, сжигании компонентов с созданием высокотемпературных продуктов сгорания, выбросом их при осевом ускорении в расширяющейся части сопла двигателя. В реализуемом в соответствии со способом ЖРД замкнутой пневмогидравлической схемы обеспечивается дожигание генераторного газа в камере сгорания после отбора части его энергии на привод турбины и соответственно насосов, что позволяет в определенной степени повысить удельную характеристику относительно схемы с выбросом низкотемпературного генераторного газа (открытой схемой с потерями удельного импульса тяги при таком выбросе). Данный способ наиболее широко используется в эксплуатируемых ракета-носителях и определяет уровень техники.

Недостатком такого способа является невозможность повышения удельного импульса тяги, то есть решения проблемы снижения стоимости выведения полезных нагрузок при достигнутом уровне давления в камере 20,0-25,0 МПа.

Известен способ создания тяги ракетного двигателя и устройство для его реализации (AIAA paper # 2001-3964), в котором для повышения экономичности используется атмосферный воздух по схеме двигателя Алхимик-комбинированного двигателя.

Атмосферный воздух в качестве дополнительной массы вводят с выхода модифицированного турбовентиляторного двигателя (после вентиляторов), а жидкий водород - с борта носителя. Охлаждение воздуха повышенной температуры до температуры окружающей среды осуществляют в теплообменнике «воздух-воздух», где он передает тепло обедненному кислородом воздуху, возвращаемому в двигатель. После этого воздух обезвоживают и захолаживают до промежуточной криогенной температуры в турбоэкспандере. Далее воздух захолаживают до температуры сжижения в последовательно расположенном теплообменнике и затем подают на сепаратор разделения по фракциям с двойной вращающейся колонной. В сепараторе осуществляют разделение воздуха на жидкий кислород (степень чистоты более 90% при включении инертных газов 10% и обедненный кислородом воздух (98% азота). 90% жидкий кислород пропускают через очистку и накапливают на борту. Часть сбросового обедненного кислородом воздуха сжижают и используют как оборотный теплоноситель сепаратора и остаток - как хладоагент в теплообменнике тонкой настройки. На выходе из теплообменника тонкой настройки основную часть обедненного кислородом воздуха сжимают, охлаждают и расширяют на турбоэкспандере для использования в качестве охладителя основного криогенного теплообменника. После этого обедненный кислородном воздух нагревают в теплообменнике «воздух-воздух» повторно вводят в поток воздуха вентиляторного двигателя в пространство окружающее горелки, в качестве разбавителя и рабочей среды. На входе в двигатель подаваемый жидкий водород сжимают до давления порядка 92 атмосфер компрессором двигателя, газифицируют в азотном ожижителе (воздухе, обедненном кислородом), расширяют на турбине для дальнейшего снижения температуры, пропускают через дополнительный змеевик охлаждения в азотном ожижителе и затем последний раз используют для охлаждения обедненного кислородом воздуха в теплообменнике, функционирующем по обратному циклу Брайтона. Эта холодная сторона теплообменника является частью криогенного теплообменника для воздуха. Газообразный водород под высоким давлением дополнительно подогревают сбросовым теплом от вентиляторного двигателя и используют для привода турбины ТНА двигателя. ТНА является приводом насоса подачи жидкого водорода, так и сжиженного воздуха обедненного кислородом перед окончательным вводом его в горелки вентиляторного двигателя.

Для реализации способа в компоновку двигателя включены: модифицированный турбовентиляторный двигатель криогенные теплообменники, ТНА и разделитель сред: жидкость-воздух.

Недостатком такого известного способа является чрезвычайно сложный процесс с многократным сжижением образованных частичных масс криогенного компонента рабочего тела, что приводит к дорогостоящей разработке и низкой надежности процесса создания тяги в целом при условии реализации схемы в принципе. Это не позволяет значительно существенно снизить стоимость выведения космических полезных нагрузок.

Известен также способ (Каторгин Б.И., Чванов В.К., Архангельский В.И. и др. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбонасосного агрегата (варианты), патент RU 2155273 С1, 18.08.1999, кл. F 02 К 9/48, 9/64, 9/78, В 64 G 1/40 МКИ⁷ - прототип). Способ основан на модифицированной замкнутой схеме (вариант схемы Зенгера). В частности, в соответствии со способом осуществляется забор компонентов топлива из баков ракеты, повышение их давления насосными средствами, привод которых осуществляется турбиной, работающей на продуктах газогенерации основных компонентов, сжигание компонентов в камере с выбросом продуктов сгорания последовательно через камеру сгорания и сопло с созданием тяги. При этом пар турбины, используемый для привода ТНА, на выходе турбины поступает в замкнутый контур рабочего тела привода турбины-теплоносителя, которым непосредственно является такой пар, который конденсируется и используется для привода ТНА.

Этот способ реализован в устройстве (см. Буканов В.Г. и др. Анализ энергетического баланса ЖРД с замкнутым пароводяным контуром в системе подачи. Труды КБ Энергомаш 2002 г. - прототип).

Указанное устройство на криогенном топливе с замкнутым контуром теплоносителя включает камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой, и указанный замкнутый контур теплоносителя, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, участок тракта регенеративного охлаждения камеры, узел ввода теплоносителя, обеспечивающий подвод сконденсированного компонента на вход циркуляционного насоса.

Недостатком указанного способа создания тяги ЖДР и устройства для осуществления способа является невозможность существенного снижения стоимости выведения полезных нагрузок на орбиту из-за ограниченности повышения удельного импульса тяга двигателя такой схемы.

Задачей данного изобретения является устранение указанного недостатка и достижение существенного снижения стоимости выведения полезной нагрузки на орбиту при определенном параллельном снижении энергорнапряженности основных агрегатов двигателя реализацией повышения удельного импульса тяги.

Указанная цель достигается тем, что способ формирования тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с циркуляцией теплоносителя, основанный на заборе компонентов топлива из баков, повышения их давления наносными средствами, привод которых осуществляется турбиной, введении их в газогенератор и камеру сгорания, сжигании компонентов в газогенераторе и камере, создании тяги с выбросом продуктов сгорания через сопло, согласно изобретению при введении компонентов и продуктов их газификации в камеру сгорания им придают тангенциальную составляющую скорости, замещают часть продуктов сгорания теплоносителем и при этом в процессе рециркуляции его последовательно расширяют при повышенном давлении на расширяющейся части сопла, охлаждают, конденсируют в теплообменнике-конденсаторе, повышают давление насосом и подают его в околокритическую часть сопла для повторения цикла.

При охлаждении теплоноситель расширяют со срабатыванием энтальпии на лопатках рабочей турбины привода насоса теплоносителя замкнутого контура.

В качестве теплоносителя используют воду.

Жидкостной ракетный двигатель с замкнутым контуром теплоносителя, содержащий камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с указанной смесительной головкой камеры и газогенератором, а указанный замкнутый контур теплоносителя образован с последовательно соединяемыми между собой циркуляционным насосом, узлом ввода теплоносителя в область околокритического течения сопла, теплообменником-конденсатором, средствами подвода сконденсированного компонента на вход циркуляционного насоса, согласно изобретению в замкнутый контур введен участок расширяющейся части сопла, на котором раскреплены по окружности кольцевые ребра из жаропрочного материала.

Кольцевые ребра на расширяющейся поверхности сопла у стенки сформированы с разрывами окружности участков нормально относительно касательной к критическому сечению.

Предлагаемый способ реализован в устройстве, схема и элементы которого представлены на фиг.1, 2, 3.

Фиг.1 - график возможного повышения давления Р (физической причины создания тяги и удельной тяги при данном расходе) при преимущественно радиальном (по радиусу R) расширении рабочего тела с взаимосвязанным понижением давления торможения в расширяющейся части сопла и повышением статического давления при закрутке потока и на скачках уплотнения. Повышение тяги и удельной тяги достигается в рамках новой последовательности течения рабочего тела в замкнутом контуре и введением конструктивных элементов для торможения потока - ребер на основном режиме работы сопла по траектории полета ракеты - режиме недорасширения. На фиг.1 в приведенных координатах давления (по оси ординат) и представлены следующие кривые.

А - Обработанные и формализованные результаты экспериментов заявителя. Верхняя кривая является огибающей кривой точек максимального статического давления истекающего теплоносителя на соответствующей поверхности расширяющейся части сопла ракетного двигателя со скачками уплотнения при торможении в условиях перерасширения или недорасширения (обеспечиваемого в последнем случае введением ребер и конечным по радиусу перекрытием части проходного сечения). Это соответствует повышению тягового усилия и удельной тяги (при достигаемом уменьшении расхода - обеспечение достижения цели изобретения).

Б - Умеренное повышенное статическое давление истекающего теплоносителя на расширяющемся участке сопла ракетного двигателя при организации закрутки потока (известные экспериментальные данные, отраженные в периодической литературе. См., например, Sforzini Swirling flow in the nozzle JSR, vol.7#2 1970).

В - Минимальные исходные значения статического давления истекающего теплоносителя на аналогичном участке расширяющейся части сопла, причем указанное давление создает таким образом тягу ракетного двигателя при традиционной разгонной схеме создания тягового усилия в пределах существующих теоретических значений и практики ракетного двигателестроения.

Фиг.2 - пневмогидравлическая схема ЖРД, где:

1 - вихревая камера сгорания;

2 - смесительная головка;

3 - полость горючего головки;

4 - полость окисления головки;

5 - узел подачи рабочего тела замкнутого контура создания тяги;

6 - коллектор подвода компонентов на охлаждение камеры;

7 - теплообменник-конденсатор;

8 - перекачивающий насос;

9 - турбина;

10 - замкнутый контур теплоносителя;

11 - насос окислителя;

13 - насос горючего;

14 - сопло;

15 - ребра из жаропрочного материала;

16 - магистраль заполнения замкнутого контура;

17 - обратный клапан магистрали заполнения;

18 - газогенератор;

19 - турбина THA;

20 - тракт регенеративного охлаждения;

21 - выходная магистраль насоса окислителя;

22 - выходная магистраль насоса горючего.

Фиг.3 - вид на расширяющуюся часть сопла 14 со стороны истечения газа с представлением расположения ребер из жаропрочного материала 15 для повышения давления в пристеночном слое при торможении истекающего газа и предварительной закрутке потока по часовой стрелке со стороны сопла. Условно не показан теплообменник по внешней окружности сопла.

Предлагаемый ЖРД с замкнутым контуром теплоносителя включает камеру 1 со смесительной головкой 2 и трактом регенеративного охлаждения 20. В него также входят турбонасосный агрегат 11 с насосами окислителя 12 и горючего 13, выходные чьи выходные магистрали 21 и 22 соединены со головкой и газогенератором через соответствующие полости окислителя 4 и горючего 3 смесительной головки 2 посредством соответствующих трубопроводов газогенератора 18. Турбину 19 используют для преобразования части тепловой энергии и привода указанных насосов 12, 13. В двигателе образован замкнутый контур 10 рабочего тела - теплоносителя для создания тягового усилия в камере сгорания 1 и на расширяющейся поверхности сопла 14. В указанный контур 10 входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос 8, приводимый в действие турбиной 9, узел ввода теплоносителя в область околокритического течения сопла 5, участок поверхности расширяющейся части сопла 14, теплообменник-конденсатор 7, обеспечивающий подачу сконденсированного компонента на вход циркуляционного насоса 8. Для охлаждения и конденсации теплоноситель подается по горячей линии теплообменника-конденсатора 7 контура 10. Вход горячей стороны соединен с выходным коллектором сопла 14, а вход холодной стороны теплообменника-конденсатора 7 соединен с напорной магистралью насоса компонента, используемого для охлаждения камеры, для подачи части его на теплообменник и в камеру сгорания 1. В пределах замкнутого контура 10 теплоносителя указанная поверхность горячей стенки сопла 14 (участок расширяющейся части сопла) является поверхностью создания тяги. Такая поверхность является одной из стенок условного расширяющегося по радиусу сопла формального, нематериального кольцевого канала - канала радиального расширения газифицированного теплоносителя. Такой условный канал для радиального расширения теплоносителя ограничен геометрически снизу границей сред: теплоносителя и параллельно расширяющихся в центральной части сопла 14 продуктов сгорания. Истечение теплоносителя обеспечивает создание тягового усилия и подачу теплоносителя с параметрами на выходе сопла, обеспечивающими сжижение указанного теплоносителя в теплообменнике-конденсаторе 7, установленном на выходе указанного канала у стенки выходного участка сопла. При этом на указанной горячей стенке расширяющейся части сопла 14 раскреплены по окружности ребра 15 из жаропрочного материала. Для достижения максимального повышения давления ребра выполняются с разворотом образованных разрывами окружности участков, поверхность которых перпендикулярна локальному вектору скорости газообразного теплоносителя. На максимальном радиусе расширяющейся части сопла 14 введено входное цилиндрическое отверстие горячей стороны теплообменника-конденсатора 7. Для обеспечения многократного прохождения теплоносителем контура (включая горячую сторону теплообменника 7 с конденсацией указанного теплоносителя) введен перекачивающий насос 8. Насос 8 приводится во вращение турбиной 9, работающей на сбрасываемом газе из камеры. При недостаточном охлаждении и высокой температуре теплоносителя перед конденсацией дополнительное снижение энтальпии может быть достигнуто срабатыванием ее на рабочих лопатках турбины 9. В указанный замкнутый контур введена магистраль заполнения контура 16 с обратным клапаном 17, исключающим утечки теплоносителя из контура и обеспечивающим подпитку теплоносителя при возможной утечке его из замкнутого контура при истечении по поверхности сопла 14 в процессе работы двигателя.

Функционирование ЖРД при создании тяги в соответствии с данным способом в предлагаемом устройстве осуществляется следующим образом. Компоненты топлива из соответствующих емкостей (не показаны) подаются с повышением давления на выходе насосов окислителя 12 и горючего 13, приводимых во вращение турбиной 19, в выходные магистрали насосов 21 и 22. В камеру сгорания 1 наряду с указанными компонентами поступают под высоким давлением продукты частичного сгорания их из газогенератора 18 с организацией закрутки в камере сгорания 1. Распыление и перемешивание компонентов топлива в камере 1 у смесительной головки 2 осуществляют подачей их из полостей горючего и окислителя 3 и 4 соответственно с дополнительным приданием вводимым жидким или газообразным струям тангенциальной составляющей скорости за счет ввода их под определенным, отличным от перпендикулярного относительно плоскости огневого днища, углом. В полости камеры сгорания 1 осуществляют дожигание компонентов топлива. При этом для достижения более низкой температуры и гарантировании за счет этого конденсации газообразного теплоносителя при минимальных габаритах агрегатов выбирают необходимое, отличное от стехиометрического, соотношение компонентов в камере с учетом повышения суммарной эквивалентной плотности компонентов. В области критического сечения сопла за счет геометрического воздействия ограничивающей стенки на поток продуктов сгорания при уменьшении радиуса такой стенки интенсифицируют вихревое течение. При тангенциальном вводе в головку камеры сгорания компонентов, газообразных продуктов из газогенератора, а газифицируемого в полости камеры теплоносителя, которым замещают часть продуктов сгорания, в область критического сечения, дополнительно запирают проходное сечение в критической области, за счет чего повышают статическое давление на периферии у стенки камеры и уменьшают расход. В результате созданного при закрутке потока на границе его дополнительного радиального градиента давления, действия центробежных сил и наличия тангенциальной составляющей введенный теплоноситель, частично перемешиваемый с продуктами сгорания, расширяют преимущественно по радиусу со снижением температуры и давления на стенке сопла 14 при увеличении диаметра указанного эквивалентного проходного сечения сопла. При этом за счет воздействия указанных выше ребер 15 сопла при торможении на них теплоносителя до дозвуковой скорости на скачках уплотнения обеспечивается существенное повышение давления на прилегающих участках прилегающей поверхности расширяющейся части сопла (см. фиг.1, кривая А). Сопровождающий повышение давления рост температуры теплоносителя непосредственно за критическим сечением подавляют организацией эквивалентной ребру пристеночной завесы, то есть вводом охладителя в жидкой фазе в месте замещения условного первого ребра такой завесой с образованием ударной волны и торможением и результирующим охлаждением теплоносителя. После расширения на стенке сопла теплоноситель охлаждают по линии горячей стороны теплообменника-конденсатора 7 и конденсируют. Жидкий теплоноситель подают на вход насоса 8, приводимого во вращение турбиной 9. Давление теплоносителя в насосе 8 повышают до значения, достаточного для введения его в околокритическую область камеры 1. Контур повторного использования теплоносителя 10 замыкают, обеспечивая многократное создание тяги, за счет чего обеспечивают итоговое уменьшение расхода компонентов и в конечном итоге результирующее существенное уменьшение затрат.

Как описано выше, повышение давления теплоносителя при расширении его на расширяющейся части сопла (показано на фиг.1), эквивалентно повышению давления на пристеночных скачках уплотнения с работой традиционного сопла с осевым разгоном в режиме перерасширения. За счет организации пристеночных скачков на жаропрочных ребрах, организующих ударные волны на эквивалентных преградах, достигается повышение пристеночного давления в сопле, работающем в режиме недорасширения, характерного для работы сопла по значительной части траектории полета ракеты (фиг.1). Осредненное давление на верхней экспериментальной кривой А значительно превышает эквивалентное давление при разгонном расширении в сопле при одинаковом эквивалентном (по расходу) давлении в камере (нижняя кривая) и обеспечивает получение повышенных тяговых характеристик в пределах каждого из повторяемых процессов расширения. Теоретические положения в обоснование способа и устройства приведены в работах заявителя.

Таким образом, за счет многократного использования теплоносителя с повышением давления на расширяющейся части сопла и уменьшения расхода при создании тяги в пределах одного из многих циклов достигается цель изобретения - существенное снижение стоимости выведения полезной нагрузки на орбиту.

Изобретение относится к ракетной технике. В способе формирования тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с циркуляцией теплоносителя, основанном на заборе компонентов топлива из баков, повышении их давления насосными средствами, привод которых осуществляется турбиной, введении их в газогенератор и камеру сгорания, сжигании компонентов в газогенераторе и камере, создании тяги с выбросом продуктов сгорания через сопло, согласно изобретению при введении компонентов и продуктов их газификации в камеру сгорания им придают тангенциальную составляющую скорости, замещают часть продуктов сгорания теплоносителем и при этом в процессе рециркуляции его последовательно расширяют при повышенном давлении на расширяющейся части сопла, охлаждают, конденсируют в теплообменнике-конденсаторе, повышают давление насосом и подают его в околокритическую часть сопла для повторения цикла. Жидкостной ракетный двигатель с замкнутым контуром теплоносителя, содержащий камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с указанной смесительной головкой камеры и газогенератором, а указанный замкнутый контур теплоносителя образован с последовательно соединенными между собой циркуляционным насосом, узлом ввода теплоносителя в область околокритического течения сопла, теплообменником-конденсатором, средствами подвода сконденсированного компонента на вход циркуляционного насоса, согласно изобретению в замкнутом контуре имеет участок расширяющейся части сопла, на котором раскреплены по окружности кольцевые ребра из жаропрочного материала. Изобретение обеспечивает снижение стоимости выведения полезной нагрузки на орбиту. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ формирования тяги ЖРД с циркуляцией теплоносителя, основанный на заборе компонентов топлива из баков, повышении их давления насосными средствами, привод которых осуществляется турбиной, введении их в газогенератор и камеру сгорания, сжигании компонентов в газогенераторе и камере, создании тяги с выбросом продуктов сгорания через сопло, отличающийся тем, что при введении компонентов и продуктов их газификации в камеру сгорания им придают тангенциальную составляющую скорости, замещают часть продуктов сгорания теплоносителем и при этом в процессе рециркуляции его последовательно расширяют при повышенном давлении на расширяющейся части сопла, охлаждают, конденсируют в теплообменнике-конденсаторе, повышают давление насосом и подают его в околокритическую часть сопла для повторения цикла.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что при охлаждении теплоноситель расширяют со срабатыванием энтальпии на лопатках рабочей турбины привода насоса теплоносителя замкнутого контура.3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве теплоносителя используют воду.4. Жидкостный ракетный двигатель с замкнутым контуром теплоносителя, включающий камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с указанной смесительной головкой камеры и газогенератором, а указанный замкнутый контур теплоносителя образован с последовательно соединенными между собой циркуляционным насосом, узлом ввода теплоносителя в область околокритического течения сопла, теплообменником-конденсатором, средствами подвода сконденсированного компонента на вход циркуляционного насоса, отличающийся тем, что в замкнутый контур введен участок расширяющейся части сопла, на которой раскреплены по окружности кольцевые ребра из жаропрочного материала.5. ЖРД по п.4, отличающийся тем, что кольцевые ребра на расширяющейся поверхности сопла у стенки сформированы с разрывами окружности участков нормально относительно касательной к критическому сечению.