СПОСОБ ФОРСИРОВАНИЯ ПО ТЯГЕ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2012 года по МПК F02K9/56 

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

Одним из требований, предъявляемых к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД), является требование по обеспечению возможности управления величиной тяги в процессе полета ракеты, в том числе, в сторону ее увеличения (т.е. форсирования). Реализация процесса изменения тяги ЖРД происходит через изменение расхода топлива через камеру сгорания, которое, в свою очередь, достигается изменением давления подачи топлива. Последнее достигается для ЖРД, оснащенных турбонасосной системой подачи топлива, посредством изменения частоты вращения ротора турбонасосного агрегата (ТНА) за счет изменения мощности турбины.

Известны два способа изменения мощности турбины ТНА при регулировании тяги ЖРД: путем изменения температуры газа перед турбиной и путем изменения массового расхода газа.

По первому способу обычно управляются двигатели, имеющие в своем составе двухкомпонентный газогенератор для выработки рабочего тела турбины (см. схему в книге Т.М.Мелькумова и др. «Ракетные двигатели», М.: «Машиностроение», 1968, стр.11, рис.1.5), а по второй схеме - двигатели, у которых рабочее тело турбины вырабатывается путем испарения и нагрева одного из компонентов ракетного топлива в охлаждающем тракте (рубашке) камеры сгорания (см. схему американского ЖРД РЛ-10 (RL-10), энциклопедия «Космонавтика», М.: «Советская энциклопедия», 1985, стр.337 - прототип).

Предлагаемый новый способ форсирования ЖРД по тяге применим к ЖРД, у которых рабочее тело турбины (или одной из турбин, например, ЖРД по патенту РФ №2352804 - прототип) вырабатывается путем испарения одного из компонентов ракетного топлива. Особенностью ЖРД, принятого за прототип, является то, что температура паров испарившегося в рубашке камеры сгорания компонента топлива, формируемая детерминированной величиной теплосъема (при фиксированном сочетании площади теплоотдающей поверхности и массового расхода компонента топлива через охлаждающий тракт), невелика (450-500К). Эта температура значительно ниже допустимого уровня по условию обеспечения работоспособности турбины (до 1200К) и, что существенно, не поддается изменению в процессе работы двигателя простыми средствами регулирования. В силу сказанного расходный способ регулирования мощности такой турбины (посредством регулирования перепуска части газа мимо турбины) является вынужденным и, практически, единственным доступным способом. Отсюда вытекают и недостатки этого способа: снижение номинальной мощности турбины (пропорционально доле перепускаемого мимо турбины газа) и невозможность реализации высокого уровня форсирования в случае

возникновения аварийной ситуации при старте или полете ракеты (например, при отказе одного двигателя в четырехдвигательной установке при старте ракеты для экстренного увода последней от стартовых сооружений необходимо форсирование каждого из оставшихся трех двигателей до уровня 133% номинальной тяги).

Целью данного изобретения является существенное расширение диапазона форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя при одновременном увеличении номинальной мощности турбины.

Данная цель достигается тем, что способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя, содержащего газовую турбину, приводимую в действие паром одного из компонентов топлива, образованным в охлаждающем тракте камеры сгорания, основанный на увеличении температуры газа перед турбиной, согласно изобретению в поток пара перед подачей его на турбину впрыскивают дозированное количество другого компонента топлива и поджигают образовавшуюся топливную смесь.

При этом становится возможным исключить на номинальном режиме работы двигателя паразитный перепуск части газа мимо турбины, а также существенно расширить диапазон форсирования за счет увеличения верхней границы температуры газа перед турбиной - до 1200К вместо (450-500)К. Последнее преимущество реализуется и для двигателей, у которых имеется две турбины, одна из которых питается газом, вырабатываемым двухкомпонентным газогенератором, а другая - паром одного из компонентов топлива (например, ЖРД по патенту №2352804).

Данный способ особенно легко и эффективно может быть реализован в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с охлаждаемым трактом камеры сгорания, при этом в трубопровод, соединяющий тракт охлаждения камеры и турбину, вмонтировано устройство, содержащее диффузор и форсунку. Устройство содержит воспламенитель и стабилизатор пламени, у которого в соответствии с принципиальной схемой имеется возможность отбора и впрыска второго компонента без необходимости применения дополнительного насоса для повышения напора впрыскиваемого компонента (например, на двигателе по патенту №2352804). Суть предлагаемого способа и его реализации на двигателе иллюстрируется схемой на фиг.1, где приняты следующие обозначения:

1 - магистраль подвода окислителя;

2 - магистраль подвода горючего;

3 - насос окислителя;

4 - насос горючего;

5 - турбина окислительная;

6 - турбина восстановительная;

7 - газогенератор окислительный;

8 - регулятор расхода горючего в газогенератор;

9 - дроссель горючего;

10 - камера сгорания;

11 - трубопровод подачи пара горючего на восстановительную турбину;

12 - диффузор;

13 - форсунка (распылитель);

14 - стабилизатор пламени;

15 - воспламенитель;

16 - трубопровод отбора окислительного газа для впрыска в поток пара горючего;

17 - клапан пуско-отсечной.

Работа двигателя с использованием предлагаемого способа форсирования происходит следующим образом.

После запуска двигатель работает на основном режиме и может регулироваться по соотношению компонентов с помощью дросселя 9, а также по тяге в небольшом диапазоне с помощью регулятора расхода 8 путем изменения соотношения компонентов в газогенераторе 7, которое, в свою очередь, изменяет температуру газа, подаваемого на окислительную турбину 5. Поскольку турбина 5 работает на газе с большим содержанием свободного кислорода, существует, исходя из опасности возгорания элементов конструкции турбины и трубопроводов, ограничение по максимальной температуре газа (обычно на уровне 850-900К). В связи с этим диапазон возможного форсирования двигателя с помощью регулятора 8 ограничен указанной температурой. При форсировании тяги до предельно высокого уровня открывается клапан 17, и окислительный газ по трубопроводу 16 поступает в устройство (форсажную камеру), установленное в трубопроводе 11, где, распыляясь в диффузоре 12 с помощью форсунки 13, смешивается с парами горючего, образуя топливную смесь, которая самовоспламеняется либо принудительно поджигается с помощью воспламенителя 15. Пламя стабилизируется с помощью стабилизатора пламени 14. Производительность форсунки 13 настраивается на определенный расход окислительного газа, исходя из необходимости получения нужного приращения мощности турбины 6 при форсировании. При необходимости прекращения форсирования отсекают подачу компонента через трубопровод 16 закрытием клапана 17. Двигатель возвращается на исходный режим работы.

При необходимости использования жидкого окислителя для реализации данного способа форсирования трубопровод 16 вместо подключения к выходному патрубку газогенератора 7 подключают к трубопроводу после насоса окислителя 3. Таким образом, относительно простыми конструктивными средствами по-новому решается задача форсирования тяги ЖРД с приобретением положительного эффекта - существенного расширения диапазона возможного форсирования по отношению к прототипу при одновременном увеличении номинальной мощности турбин. Использование данного изобретения позволит повысить безопасность ракет-носителей на старте и в полете за счет реализации идеологии горячего резервирования тяги многоблочной двигательной установки (эта идеология предполагает высокий уровень форсирования исправно работающих двигателей при отказе одного или нескольких двигателей).

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы. Способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя, включающий газовую турбину, приводимую в действие паром одного из компонентов топлива, образованным в охлаждающем тракте камеры сгорания, основанный на увеличении температуры газа перед турбиной, при этом в поток пара перед подачей его на турбину впрыскивают дозированное количество другого компонента топлива и поджигают образовавшуюся топливную смесь. Жидкостный ракетный двигатель для реализации способа содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с охлаждаемым трактом камеры сгорания, согласно изобретению в трубопровод, соединяющий тракт охлаждения камеры и турбину, вмонтировано устройство, содержащее диффузор и форсунку. Устройство содержит воспламенитель и стабилизатор пламени. Изобретение обеспечивает расширение диапазона форсирования по тяге при одновременном увеличении мощности турбины. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя, содержащего газовую турбину, приводимую в действие паром одного из компонентов топлива, образованным в охлаждающем тракте камеры сгорания, основанный на увеличении температуры газа перед турбиной, отличающийся тем, что в поток пара перед подачей его на турбину впрыскивают дозированное количество другого компонента топлива и поджигают образовавшуюся топливную смесь.

2. Жидкостный ракетный двигатель для реализации способа по п.1, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с охлаждаемым трактом камеры сгорания, отличающийся тем, что в трубопровод, соединяющий тракт охлаждения камеры и турбину, вмонтировано устройство, содержащее диффузор и форсунку.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что вмонтированное в трубопровод, соединяющий тракт охлаждения камеры и турбину, устройство содержит воспламенитель и стабилизатор пламени.