РЕГУЛИРУЕМЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2010 года по МПК F02K9/97 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к четырехкамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по открытой схеме, без дожигания газогенераторного газа, работающим на 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.

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.

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 неприемлема, 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 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.

Основной элемент выходного устройства реактивного двигателя и двигателя с комбинированной тягой - это реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газа, выходящего из турбины или форсажной камеры газотурбинного двигателя или из камеры сгорания (или другого устройства для подогрева рабочего тела) ракетного двигателя, сопровождаемое увеличением его скорости и кинетической энергии. Расширение газа в сопле реактивном происходит до давления окружающей среды на расчетном режиме сопла и до давления, отличного от давления окружающей среды, на нерасчетных режимах сопла. Скорость истечения газа из реактивного сопла воздушно-реактивного двигателя на расчетном режиме сопла определяет при данной скорости полета величину удельной тяги двигателя. Скорость истечения газа из реактивного сопла ракетного двигателя на расчетном режиме сопла определяет величину удельной тяги двигателя независимо от скорости полета. Скорость истечения газа из реактивного сопла современных реактивных двигателей в земных статических условиях доходит до 1000 м/с и более у воздушно-реактивных двигателей и до 3000 м/с и более у ракетных двигателей. Различают регулируемое и нерегулируемое реактивное сопло. Регулируемое сопло снабжается устройством для изменения его сечения при работе двигателя. В дозвуковом сужающемся сопле регулирование состоит, как правило, в изменении площади выходного сечения сопла. В сверхзвуковом сопле регулированию подвергаются как площадь критического сечения, так и площадь выходного сечения сопла. Регулируемое сопло применяется в турбореактивных двигателях с форсажной камерой, а также в некоторых других газотурбинных, воздушно-реактивных и ракетных двигателях. Сопло ракетного двигателя называется также соплом камеры двигателя, или просто соплом, и его регулирование практически не применяется из-за очень высокой температуры истечения продуктов сгорания.

Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.

Задача создания изобретения: улучшение технических характеристик ЖРД в широком диапазоне режимов полета на различной высоте и обеспечение регулирования вектора тяги.

Решение указанных задач достигнуто в регулируемом жидкостном ракетном двигателем, содержащем установленную на раме камеру сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный перед турбиной, отличающемся тем, что концентрично реактивному соплу установлена сопловая насадка, выполненная по профилю как продолжение сопла и имеющая возможность перемещаться вдоль оси камеры сгорания при помощи четырех независимых приводов, содержащих исполнительные механизмы, четыре двухзвенных механизма и шаровой шарнир поворота насадки. Сопловая насадка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала. Сопловая насадки выполнены охлаждаемой и содержит рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего. В качестве исполнительных механизмов применены электрические двигатели. В качестве исполнительных механизмов применены пневмоцилиндры. В качестве исполнительных механизмов применен гидроцилиндр.

Сущность изобретения поясняется на чертежами, где:

на фиг.1 приведена схема регулируемого жидкостного ракетного двигателя,

на фиг.2 приведен разрез А-А,

на фиг.3 приведена неохлаждаемая приставка сопла,

на фиг.4 приведена охлаждаемая приставка сопла.

Регулируемый жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) содержит камеру сгорания 1 и турбонасосный агрегат 2. Турбонасосный агрегат 2, в свою очередь, содержит насос окислителя 3, насос горючего 4, турбину 5, газогенератор 6, установленный перед турбиной 5, и пусковую турбину 7. Турбонасосный агрегат 2 и камера сгорания 1 соединены газоводом 8. Камера сгорания 1 и турбонасный агрегат 2 установлены на раме 9. Камера сгорания 1 крепится к раме 9 при помощи узлов крепления 10. К пусковой турбине 7 подходит трубопровод унитарного топлива 11, в котором установлен пусковой клапан 12. На выходе из пусковой турбины 7 установлена выхлопная труба 13. Выход из насоса окислителя 3 соединен основным трубопроводом окислителя 14 с клапаном окислителя 15 с камерой сгорания 1. Выход из насоса горючего 4 соединен трубопроводом горючего 16 с клапаном горючего 17 с кольцевым коллектором 18, выполненными на камере сгорания 1. Камера сгорания 1 содержит сопло 19, выполненное из двух оболочек с зазором «Б» между ними. Концентрично каждому соплу 19 установлена сопловая насадка 20. В нижней части сопла 19 выполнен шаровой шарнир 21.

Привод содержит четыре независимых исполнительных механизма 23 со штоками и двухзвенные устройства перемещения с верхним звеном 24 и нижним звеном 27. Все звенья соединены шарнирами 28. Другой конец исполнительного механизма 23 закреплен на средней силовой плите, соединенной с камерами сгорания 1. Сопловая насадка 20 выполнена по профилю как продолжение сопла 19 и имеющая возможность перемещения вдоль оси камеры сгорания 1 при помощи привода (не показано). Привод может быть выполнен из одного или нескольких исполнительных механизмов 23. Сопловая насадка 20 установлена на направляющем цилиндре 29, в котором для облегчения выполнены окна 30.

На фиг.2 приведен разрез А-А. На фиг.3 и 4 приведена конструкция стыка сопловой насадки 20 и сопла 19, при этом на фиг.3 приведена сопловая насадка 20, выполненная из графито-графитового композиционного материала, только верхнее кольцо выполнено металлическим. Стыковка сопловой насадки 20 с нижней частью сопла 19 выполнена для обеспечения герметичности и поворота для управления вектором тяги по сферическому шарниру 21. На фиг.4 приведена охлаждаемая сопловая насадка, которая содержит рубашку охлаждения 31, образующую с сопловой насадкой 20 зазор «В», полость между сопловой насадкой 20 и соплом 19 соединена гибкими трубопроводами 32 и 33 соответственно с выходом из насоса горючего 4.

При запуске ЖРД с блока управления (не показан) подается сигнал на пусковой клапан 12 и на открытие клапанов 15 и 17. Унитарное топливо, например перекись водорода, по трубопроводу 11 через клапан 12 подается в пусковую турбину 7, где разлагается в присутствии катализатора и раскручивает пусковую турбину 7. Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 1 и газогенератор 6. Топливная смесь в камере сгорания 1 воспламеняется. Двигатель запустился.

После набора ракетой высоты блок управления подает сигнал на исполнительные механизмы 23, которые перемещают сопловую насадку 20 в крайне нижнее положение. Длина сопла, и степень расширения продуктов сгорания в нем увеличивается. Продукты сгорания, вытекающие из сопла, дополнительно расширяются в сопловой насадке до давления окружающей среды, создавая дополнительную силу тяги без увеличения расхода топлива. Это приводит к улучшению удельных характеристик ЖРД на больших высотах. Для регулирования вектора тяги исполнительными механизмами 23 поворачивают сопловую насадку 20. При выключении двигателя с блока управления подается сигнал на клапаны 12, 17 и 15, которые закрываются.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить высокие технические характеристики четырехкамерных ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.

2. Обеспечить регулирование вектора тяги.

3. Обеспечить надежную работу сопловой насадки при высоких температурах.

4. Обеспечить герметичность стыка сопловой насадки с соплом.

Изобретение относится к ракетной технике. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель содержит установленную на раме камеру сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный перед турбиной, при этом концентрично реактивному соплу установлена сопловая насадка, выполненная по профилю как продолжение сопла и имеющая возможность перемещаться вдоль оси камеры сгорания при помощи четырех независимых приводов, содержащих исполнительные механизмы, четыре двухзвенных механизма и шаровой шарнир поворота насадки. Сопловая насадка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала. Сопловая насадка выполнена охлаждаемой и содержит рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке с образование зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего. В качестве исполнительных механизмов применен, по меньшей мере, один электрический двигатель. В качестве исполнительных механизмов применен, по меньшей мере, один пневмоцилиндр. Изобретение обеспечивает оптимальную работу ракетного двигателя в широком диапазоне режимов на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности и увеличение мощности. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель, содержащий установленную на раме камеру сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный перед турбиной, отличающийся тем, что концентрично реактивному соплу установлена сопловая насадка, выполненная по профилю как продолжение сопла и имеющая возможность перемещаться вдоль оси камеры сгорания при помощи четырех независимых приводов, содержащих исполнительные механизмы и четыре двухзвенных механизма и шаровой шарнир поворота насадки.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что сопловая насадка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что сопловая насадка выполнена охлаждаемой и содержит рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в качестве исполнительных механизмов применен, по меньшей мере, один электрический двигатель.

5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в качестве исполнительных механизмов применен, по меньшей мере, один пневмоцилиндр.

6. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в качестве исполнительных механизмов применен, по меньшей мере, один гидроцилиндр.