ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ЕГО ЗАПУСКА Российский патент 2007 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известен также способ регулирования тяги и соотношения компонентов ЖРД по заявке РФ на изобретение №93032897, опубл. 27.07.1996 г., для реализации которого необходима чрезвычайно сложная пневмогидравлическая схема и электронный блок.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г. (прототип), который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатками такой схемы вляются:

- большой вес системы запуска двигателя,

- низкая экономичность вследствие того, что полнота сгорания компонентов топлива никогда не может превысть 97...98%,

- сложность пневмогидравлической схемы, а именно наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов,

- низкая надежность двигателя,

- догорание топлива при выключении двигателя.

Задачи создания изобретения: повышение его экономичности, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и уменьшение веса двигателя, улучшение запуска и регулирования тяги двигателя и обеспечение очистки от остатков горючего после выключения.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с турбиной, имеющей входную и выходную магистрали, и насосами окислителя и горючего, у которого выход из насоса горючего соединен через клапан горючего с камерой сгорания, а выход из насоса окислителя через клапан окислителя соединен с газогенератором, при этом турбонасосный агрегат содержит дополнительный насос горючего, вход которого соединен с выходом из насоса горючего, а выход соединен с газогенератором трубопроводом высокого давления, в котором установлен клапан высокого давления и регулятор расхода, в магистрали турбины установлен регулятор тяги, к которому подсоединены бортовая магистраль и наземная магистраль с обратным клапаном и разъемом. Вал дополнительного насоса горючего через мультипликатор соединен с валом турбонасосного агрегата. Камера сгорания и газогенератор оснащены запальными устройствами, соединенными электрическими связями с блоком системы управления.

Решение указанных задач достигнуто в способе запуска жидкостного ракетного двигателя, включающем раскрутку турбонасосного агрегата и открытие клананов окислителя, горючего, горючего в магистрали высокого давления, отличающемся тем, что раскрутку турбины осуществляют сжатым воздухом от наземного баллона, а привод турбины при работе осуществляют от бортового баллона.

Сущность изобретения поясняется на чертеже.

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1 и турбонасосный агрегат 2 - ТНА. Турбонасосный агрегат 2, в свою очередь, содержит насос окислителя 3, насос горючего 4, турбину 5, дополнительный насос горючего 6, вал которого 7 соединен мультипликатором 8, размещенным в корпусе мультипликатора 9, с валом 10 турбонасосного агрегата 2. Газогенератор 11 установлен непостредственно над камерой сгорания 1, соосно с ней. Камера сгорания 1 содержит сопло 12, выполненное из двух оболочек с зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 13, внутри которой выполнены наружная плита 14 и внутренняя плита 15 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 13 установлены форсунки окислителя 16 и форсунки горючего 17. Форсунки окислителя 16 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 17 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания 1 - полостью «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 1 установлен коллектор горючего 18, от которого отходят топливопроводы 19 к нижней части сопла 12. К коллектору горючего 18 подключен выход из клапана горючего 20, вход в который трубопроводом 21 соединен с выходом из насоса горючего 4. Выход из дополнительного насоса горючего 6 трубопроводом высокого давления 22 через регулятор расхода 23, оснащенный приводом 24, и клапан высокого давления 25 соединен с коллектором 26 газогенератора 11, размещенным в его нижней части, и далее через тракт охлаждения газогенератора с полостью «Е». Конструкция головки газогенератора 11 и его форсунок выполнена аналогично камере сгорания 1. Выход из насоса окислителя 3 трубопроводом окислителя 27 через клапан окислителя 28 тоже соединен с газогенератором 11, конкретно с его полостью «Ж». На головке 13 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 29 (электрозапальные или пирозалальные), а на газогенераторе 11 - запальные устройства 30. Запальных устройств 29 и 30 может быть применено по одному или по несколько штук как на камере сгорания 1, так и на газогенераторе 11.

К турбине 5 подстыкована подводящая магистраль 31 с регулятором тяги 32, имеющим привод регулятора тяги 33.

Система привода турбины содержит бортовую магистраль 34 и пусковую магистраль 35, подсоединенную к подводящей магистрали 31. В бортовой магистрали 34 установлен бортовой клапан 36 и бортовой баллон 37 с сжатым воздухом (газом). Пусковая магистраль 35 содержит последовательно установленные обратный клапан 38, разъем 39 и наземный баллон 40 с сжатым воздухом (газом).

К коллектору горючего 18 подсоединен трубопровод продувки 41 с клапаном продувки 42.

Жидкостный ракетный двигатель имеет блок управления 43. Блок управления 43 соединен электрическими связями с запальными устройствами 29 и 30, клапаном горючего 20, клапаном окислителя 27, приводом регулятора расхода 24, клапаном высокого давления 25, рабочим клапаном 32.

При запуске ЖРД с блока управления 43 подаются электрические сигналы на регулятор тяги 32. Сжатый газ, поступая по пусковой магистрали 35 из наземного баллона 40, раскручивает ТНА 2. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 3, насоса горючего 4 и дополнительного насоса горючего 6 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 20, 25 и 27. Окислитель и горючее поступает в камеру сгорания 1 и газогенератор 11. Подается сигнал на запальные устройства 29 и 30, топливная смесь в камере сгорания 1 и в газогенераторе 11 воспламеняется. Двигатель запустился. Регулятором расхода 23 осуществляют регулирование соотношения компонентов топлива для одновременного его расходования из баков окислителя и горючего. Величина тяги двигателя изменяется регулятором тяги 32 посредством изменения расхода сжатого воздуха через турбину 5.

После отрыва ракеты от земли разъем 39 отсоединяется, обратный клапан 38 закрывается и открывается бортовой клапан 36. Сжатый воздух (газ) из бортового баллона 37 поступает через регулятор тяги 32 в турбину 5.

При выключении двигателя с блока управления 43 подается сигнал на регулятор тяги 32, клапаны 20, 25 и 27, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 39 и инертный газ, например азот, по трубопроводу продувки 41 через клапан продувки 42 поступает в топливный коллектор 18 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.

Применение изобретения позволило:

1. Упростить пневмогидравлическую схему двигателя.

2. Повысить надежность двигателя за счет упрощения схемы управления.

3. Обеспечить регулирование тяги двигателя в широком диапазоне режимов.

4. Увеличить мощность и улучшить удельные характеристики ЖРД за счет более полного сгорания компонентов ракетного топлива, что обеспечивается его двухстадийным сжиганием: сначала в газогенераторе при неоптимальном соотношении компонентов, с избытком окислителя, а потом - в камере сгорания при оптимальном соотношении.

6. Улучшить запуск и выключение двигателя за счет применения наземного баллона сжатого воздуха (газа) для запуска.

7. Предотвратить высокочастотные и низкочастотные колебания в камере сгорания за счет размещения газогенератора соосно с камерой сгорания и непосредственно над ней.

8. Обеспечить очистку от остатков горючего рубашки охлаждения камеры сгорания после выключения двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с турбиной, имеющей входную и выходную магистрали, и насосами окислителя и горючего, у которого выход из насоса горючего соединен через клапан горючего с камерой сгорания, а выход из насоса окислителя через клапан окислителя соединен с газогенератором, при этом турбонасосный агрегат содержит дополнительный насос горючего, вход которого соединен с выходом из насоса горючего, а выход соединен с газогенератором трубопроводом высокого давления, в котором установлен клапан высокого давления и регулятор расхода, в магистрали турбины установлен регулятор тяги, к которому подсоединены бортовая магистраль и пусковая магистраль с обратным клапаном и разъемом. В способе запуска жидкостного ракетного двигателя, включающем раскрутку турбонасосного агрегата и открытие клапанов окислителя, горючего, горючего в магистрали высокого давления, раскрутку турбины осуществляют сжатым воздухом от наземного баллона, а привод турбины при работе осуществляют от бортового баллона. Изобретение обеспечивает упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и удельных характеристик ЖРД, уменьшение веса двигателя, улучшение запуска и выключения двигателя и обеспечение очистки от остатков горючего после выключения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с турбиной, имеющей входную и выходную магистрали, и насосами окислителя и горючего, у которого выход из насоса горючего соединен через клапан горючего с камерой сгорания, а выход из насоса окислителя через клапан окислителя соединен с газогенератором, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат содержит дополнительный насос горючего, вход которого соединен с выходом из насоса горючего, а выход соединен с газогенератором трубопроводом высокого давления, в котором установлен клапан высокого давления и регулятор расхода, в магистрали турбины установлен регулятор тяги, к которому подсоединены бортовая магистраль и пусковая магистраль с обратным клапаном и разъемом.2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что вал дополнительного насоса горючего через мультипликатор соединен с валом турбонасосного агрегата.3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что камера сгорания и газогенератор оснащены запальными устройствами, соединенными электрическими связями с блоком системы управления.4. Способ запуска жидкостного ракетного двигателя, включающий раскрутку турбонасосного агрегата и открытие клапанов окислителя, горючего, горючего в магистрали высокого давления, отличающийся тем, что раскрутку турбины осуществляют сжатым воздухом от наземного баллона, а привод турбины при работе осуществляют от бортового баллона.