ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2009 года по МПК F02K9/44 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы.

Тенденция развития космических транспортных систем на современном этапе выдвигает на первый план вопросы стоимости и безопасности вывода полезных грузов на космические орбиты. Реализация этого направления развития космической техники связывается с созданием высоконадежных многоразовых ракет с низкими расходами по их техническому обслуживанию при эксплуатации.

Материальные и временные затраты, требуемые для создания надежной конструкции многоразового ракетного двигателя, являющегося одним из основных элементов ракеты, в значительной степени определяются его составом и напряженностью агрегатов (по температуре, удельным нагрузкам), которые, в свою очередь, зависят от принципиальной схемы двигателя и назначенных проектных параметров.

Уровень основных параметров современного жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива (например, таких, как давления в камере сгорания, угловых скоростей вращения роторов насосов и турбин) обычно высок, поскольку от этих параметров зависят выходные характеристики двигателя (таких, как удельный импульс тяги, габариты, удельная масса). Ограничения этого уровня на каждом текущем этапе развития определяются, главным образом, достижениями в области металлургии, технологии проектирования и производства.

Вопросы обеспечения высокой надежности двигателя находятся в определенном противоречии с вопросами достижения высоких выходных характеристик, поскольку сложность отработки любой агрегата двигателя объективно находится в обратной зависимости от сложности конструкции агрегата и его напряженности. Для многоразового двигателя, характеризующегося большим проектным ресурсом, это противоречие усиливается. В связи с этим проблема снижения уровня напряженности агрегатов особенно актуальна для жидкостных ракетных двигателей, предназначенных для применения в перспективных космических транспортных системах.

Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), в котором рабочее тело турбины, предназначенной для привода топливных насосов, образуется путем подогрева (с газификацией) одного из компонентов топлива (например, горючего) в тракте охлаждения камеры сгорания (см. в книге авторов Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского «Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей», М.: Машиностроение, 1971, стр.31, рис.1.22).

Недостатком данного ЖРД является то, что в нем мощность турбины, определяемая при фиксированной температуре рабочего тела массовым расходом только одного из двух компонентов топлива, не является предельно возможной (достижимой) для данного вида топлива.

Известен также ЖРД, в котором оба компонента топлива газифицируются (частично сжигаются) в двух разноименных по составу газа газогенераторах (в одном - при избытке окислителя, а в другом - при избытке горючего) и используются затем в качестве рабочих тел на двух турбинах (см. в той же книге авторов Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского, стр.31, рис.1.21, а также данные по двигателю РД270 на сайте Интернета http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm). Данный вариант ЖРД, обладая преимуществом перед вышеупомянутым двигателем в части потенциальных возможностей по реализации предельного уровня мощности ТНА, имеет недостаток, связанный с необходимостью иметь в своем составе второй газогенератор (с агрегатами по его управлению). Кроме конструктивного и схемного усложнения этот ЖРД в некоторых случаях характеризуется дополнительным комплексом проблем, связанных либо с образованием в восстановительном газогенераторе отложений сажи (например, при использовании в качестве горючего углеводорода), либо с неустойчивостью рабочего процесса в восстановительном газогенераторе (например, в случае использования в качестве горючего несимметричного диметилгидразина). Существенным недостатком является также необходимость обеспечения режима синхронного запуска обоих газогенераторов.

Известен также ЖРД, который содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос окислителя, насос горючего и турбину, приводимую в действие рабочим телом (газом), вырабатываемым газогенератором с избытком одного из компонентов топлива - горючего или окислителя (см. в книге Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского «Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей», М.: Машиностроение, 1971, стр.29, рис.1.18 или 1.19 - прототип).

Недостатком данного ЖРД является то, что в нем также мощность турбины, определяемая при фиксированной температуре рабочего тела массовым расходом только одного из двух компонентов топлива, не является предельно возможной (достижимой) для данного вида топлива. Этот недостаток вызывает необходимость увеличения уровня температуры газа перед турбиной, что, в свою очередь, приводит к снижению ресурса и надежности двигателя.

Целью предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков прототипа, повышение надежности и ресурса работы ЖРД.

Данная цель достигается тем, что двигатель, который содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насосы горючего и окислителя, турбину, приводимую в действие рабочим телом (газом), вырабатываемым газогенератором, согласно изобретению снабжается дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения камеры сгорания, а выход - с форсуночной головкой камеры сгорания.

Сущность предлагаемого ЖРД иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже, где приняты следующие обозначения:

1 - камера сгорания,

2 - тракт охлаждения камеры сгорания,

3 - форсуночная головка камеры сгорания,

4 - насос горючего,

5 - насос окислителя,

6 - турбина,

7 - газогенератор,

8 - дополнительная турбина.

Предлагаемый двигатель состоит из камеры сгорания 1, снабженной трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, насоса горючего 4, насоса окислителя 5, турбины 6, газогенератора 7 и дополнительной турбины 8. Турбина 6 соединена своим входом с газогенератором 7, а выходом - с форсуночной головкой 3. Дополнительная турбина 8 соединена своим входом с выходом охлаждающего тракта 2, а выходом - с форсуночной головкой 3.

Двигатель работает следующим образом.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос 5 и далее под напором полным расходом - в газогенератор 7, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса 4. Образовавшийся в газогенераторе с большим избытком окислителя газ поступает на турбину 6, приводя ее в движение, и далее - в форсуночную головку камеры сгорания 3. Жидкое горючее из бака через насос 4 основным расходом поступает в тракт охлаждения камеры сгорания 2, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения 2 поступает на дополнительную турбину 8, сообщая ей энергию вращения, которая суммируется с энергией турбины 6, приводя насосы 4 и 5 в действие. Из дополнительной турбины 8 горючее поступает в форсуночную головку камеры сгорания 3. В камере сгорания происходит полное сгорание горючего в генераторном газе, имеющем большой избыток окислителя. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания, создавая реактивную тягу двигателя.

Введение дополнительной турбины 8 дает возможность либо уменьшить температуру генераторного газа (т.е. температуру на турбине 6) с сохранением уровня мощности насосов, либо, сохранив уровень температуры газа на турбине 6, увеличить мощность насосов. Уменьшение температуры газа на турбине позволит при прочих равных условиях увеличить ресурс двигателя и его надежность, а увеличение мощности насосов позволит увеличить уровень давления в камере сгорания и на этой основе - увеличить удельный импульс тяги и уменьшить габариты двигателя.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, при этом он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой. Изобретение обеспечивает повышение надежности и ресурса работы двигателя. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, отличающийся тем, что он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой.