ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2014 года по МПК F02K9/46 

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одной из основных задач, стоящих при проектировании ЖРД, является создание, возможно, простой конструкции в сочетании с высокими энергетическими характеристиками.

Большинство современных ЖРД выполняются с турбонасосной системой подачи топлива, причем для обеспечения необходимых кавитационных запасов основных лопастных насосов применяют дополнительные насосы малой напорности, которые устанавливаются перед основными насосами (преднасосы).

В российской практике наиболее часто применяют в качестве преднасосов лопастные насосы осевого или оседиагонального типа с винтовой нарезкой лопастей (шнеков), которые монтируются на одном валу с основным рабочим колесом насоса и входят, таким образом, в состав турбонасосного агрегата. Однако для быстроходных современных насосов предвключенного шнека бывает недостаточно, и тогда применяют автономно работающий преднасос лопастного типа, работающий от гидравлической или газовой турбины или струйный преднасос типа «жидкость-жидкость» - прототип. Струйные преднасосы широко применяются на двигателях разработки 1960-1970 годов (см. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», Г.Г.Гахун и др., Москва, Машиностроение, 1989 г., стр.224, 225). К преимуществам струйных преднасосов (их иногда называют эжекторами или инжекторами) является их конструктивная простота и надежность в работе. К недостаткам следует отнести низкий коэффициент полезного действия, из-за чего требуются относительно большие расходы высоконапорной активной жидкости, отбираемой после основных насосов, что сказывается отрицательным образом на общем мощностном балансе турбонасосного агрегата. Например, для создания напора в 4-5 атм для компонента топлива, подаваемого на вход основного насоса, на сопла струйного преднасоса нужно подать высоконапорной жидкости с давлением порядка 300 атм в количестве, составляющем порядка 15-20% от расхода компонента топлива, подаваемого в камеру сгорания. Этот недостаток стал препятствием к использованию струйных преднасосов в конструкциях современных ЖРД, отличающихся предельно высокими уровнями удельных параметров.

Целью предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков двигателей, использующих струйные преднасосы, а именно, повысить эффективность струйных преднасосов

Поставленная цель достигается тем, что в жидкостных ракетных двигателях, содержащих камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос с соплом впрыска, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено с входом, или выходом из турбины или с трактом охлаждения камеры.

В этом случае эффективность струйного преднасоса существенно возрастает за счет более высокой адиабатической работы газа на соплах по сравнению с адиабатической работой жидкости при одних и тех же срабатываемых перепадах давлений на соплах. Например, при срабатывании перепада давления в 300 атм. на соплах струйного преднасоса для создания напора в пассивном потоке в 4 атм. (при входном давлении 4 атм и к.п.д., равном 7%, рабочее тело - водород) требуется:

для преднасоса «жидкость-жидкость» расход активной жидкости, равный 19% от общего расхода в насос;

для преднасоса «газ-жидкость» (температура газа 300 К) - 3% общего расхода.

Следует при этом иметь в виду, что для нормальной работы основного насоса ТНА рабочий газ струйного преднасоса должен полностью сконденсироваться в пассивном потоке, а подогрев пассивного потока, вызванный конденсацией пара, не должен ухудшить показатели кавитационного срыва основного насоса. Это может быть достигнуто при условии, что в качестве рабочего газа используются пары компонента топлива и при ограничении соотношения расходов активного пара и пассивной жидкости при заданных температуре и давлении.

Поскольку в подавляющем большинстве практических случаев требуется небольшое приращение давления, создаваемого преднасосом, то вышесказанные ограничительные условия должны выполняться практически для всех используемых при эксплуатации легко газифицируемых компонентов топлива: жидкого водорода, сжиженного природного газа, жидкого кислорода, азотного тетраоксида.

Оптимальным вариантом будет вариант использования в качестве активного рабочего тела чистого пара компонента топлива, способного к полной конденсации на выходе струйного насоса. Однако возможен и вариант использования продуктов сгорания при большом избытке одного из компонентов топлива (продукты сгорания содержат кроме паров компонента топлива и другие газы в небольших количествах, например, водяного пара, углекислоты). В этом случае, если в качестве компонента топлива рассматривать криогенный продукт (например, жидкий водород или кислород), небольшие примеси будут кристаллизоваться и не оказывать существенного влияния на работу основного насоса ТНА.

Предлагаемое изобретение в варианте, когда сопло впрыска струйного преднасоса сообщено с выходом из турбины (т.е. когда используются выхлопные газы), иллюстрируется схемой двигателя, приведенной на фиг.1.

На фиг.1 представлены:

1. Камера двигателя.

2. Газогенератор.

3. Насос горючего.

4. Насос окислителя

5. Турбина.

6. Входная магистраль горючего.

7. Струйный преднасос.

8. Сопла впрыска.

9. Магистраль отбора.

Двигатель, представленный на фиг.1, состоит из камеры 1, газогенератора 2, насоса горючего 3, насоса окислителя 4, турбины 5. Газогенератор 2 сообщен с турбиной 5 и далее с камерой 1. Насос горючего 3 сообщен с камерой 1 и с газогенератором 2. Входная магистраль горючего 6 представляет собой трубопровод, по которому поступает горючее в насос 3, а входная магистраль окислителя представляет собой струйный преднасос 7, по которому окислитель подается в насос 4. Сопла впрыска 8 преднасоса питаются по магистрали отбора 9, сообщенной с выходом из турбины 5.

Двигатель, представленный на фиг.1, работает следующим образом. Компоненты топлива (например, жидкий кислород в качестве окислителя и жидкий водород в качестве горючего) поступают в двигатель. Окислитель проходит струйный преднасос 7, где получает небольшое приращение давления. Преднасос горючего в данной схеме отсутствует. Компоненты топлива поступают в основные насосы 3 и 4, где создается основной напор, и далее окислитель подается полным расходом в газогенератор 2, где он газифицируется за счет тепла, выделяемого при сгорании в нем небольшого количества горючего, подаваемого из насоса. Газифицированный окислитель, состоящий в данном случае, в основном из паров кислорода и небольшого количества паров воды, поступает на турбину 5, приводя ее во вращение, и далее в камеру сгорания 1, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда основным расходом из насоса горючего 3. Часть продуктов сгорания отбирается после турбины и подается под избыточным давлением на сопла впрыска 8 струйного преднасоса 7, где газ при срабатывании перепада давления разгоняется и, взаимодействуя с жидкостью основного потока, отдает ей свою кинетическую энергию, вследствие чего основной поток жидкости приобретает приращение напора. В данном варианте при работе двигателя газ, пройдя сопла преднасоса, конденсируется не полностью, а с остатками водяного пара, который кристаллизуется и в общем потоке с концентрацией кристаллов льда порядка 0,5-0,6% поступает на вход в насос 4 и далее согласно схеме фиг.1. На фиг.2 изображена схема ЖРД, где в отличие от схемы, изображенной на фиг.1, сопло впрыска струйного преднасоса сообщено с входом в турбину 5 трубопроводом 9. Состав агрегатов и их обозначения те же, что и на фиг.1.

Предлагаемое изобретение в варианте использования преднасоса, сообщенного с трактом охлаждения камеры, иллюстрируется схемой ЖРД, приведенной на фиг.3.

На фиг.3 представлены:

1. Камера двигателя.

3. Насос горючего.

4. Насос окислителя.

5. Турбина.

8. Сопла впрыска.

9. Магистраль отбора.

10. Входная магистраль окислителя.

12. Штуцер отбора.

13. Струйный преднасос.

14. Охлаждающий тракт камеры.

15. Магистраль подвода.

16. Магистраль отвода.

Двигатель, представленный на фиг.3, состоит из камеры 1, насоса горючего 3, насоса окислителя 4, турбины 5. Турбина соединена магистралью подвода 15 с охлаждающим трактом камеры, выход из турбины соединен с камерой магистралью отвода 16. Входная магистраль окислителя 10 представляет собой трубопровод, по которому окислитель подается в насос 4 и далее в камеру 1. Входная магистраль горючего представляет собой струйный преднасос 13, который подает горючее на вход в насос 3. Сопло впрыска 8 струйного преднасоса 13 сообщено с трактом охлаждения камеры через магистраль отбора 9 и штуцером отбора 12, расположенного на охлаждающем тракте камеры.

Двигатель, представленный на фиг.3, работает следующим образом. Компоненты топлива (например, жидкий кислород в качестве окислителя и жидкий водород в качестве горючего) поступают в двигатель. Горючее проходит струйный преднасос 13, где получает небольшое приращение давления. Окислитель поступает по входной магистрали окислителя 10. Преднасос окислителя в данной схеме отсутствует. Компоненты топлива поступают в основные насосы 3 и 4, где создается основной напор, и далее окислитель подается полным расходом в камеру 1, где он вступает в реакцию горения с парообразным горючим, поступающим туда основным расходом из насоса горючего 3 через охлаждающий тракт камеры 14, турбину 5 и магистраль отвода 16.

Из тракта охлаждения камеры газифицированное горючее в виде чистых паров, в данном случае водорода, частично отбирается через штуцер отбора 12 и по магистрали отбора 9 подается под избыточным давлением на сопла впрыска 8 струйного преднасоса 13, где пар при срабатывании перепада давления разгоняется и, взаимодействуя с жидкостью основного потока, отдает ей свою кинетическую энергию, вследствие чего основной поток жидкости приобретает приращение напора. При контакте с жидкостью пар охлаждается, конденсируется и далее совместным потоком поступает в насос горючего 3.

Таким образом, использование предлагаемого изобретения позволит улучшить внутреннюю энергетику ЖРД, упростить конструкцию и тем самым повысить его эксплуатационные показатели (ресурс, экономичность и надежность).

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры. Изобретение обеспечивает повышение эффективности струйных преднасосов. 3 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос с соплом впрыска, отличающийся тем, что сопло впрыска струйного преднасоса сообщено с входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры.