ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ПО СХЕМЕ С ДОЖИГАНИЕМ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА Российский патент 2014 года по МПК F02K9/48 

Область техники

Данное изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным двигателям, выполненным по схеме с дожиганием окислительного (восстановительного) газа.

Предшествующий уровень техники

Одним из направлений развития ракетно-космической техники является создание более мощных транспортных ракетно-космических комплексов, способных выводить на околоземную орбиту большие массы полезных грузов.

В связи с этим перспективным является использование самого мощного ЖРД РД171М, разработки ОАО «НПО Энергомаш». Двигатели этой серии успешно эксплуатируются в составе ракеты-носителя «Зенит».

РД171М - многокамерный ЖРД, выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа в камерах двигателя. Включает: четыре камеры, каждая из которых имеет тракт регенеративного охлаждения; смесительную головку и сверхзвуковое сопло; турбонасосный агрегат (ТНА), который включает соосно установленные и последовательно соединенные на одном валу насос окислителя, двухступенчатый насос горючего и осевую газовую турбину; два газогенератора, вырабатывающих газ с избытком окислителя, который является рабочим телом турбины; систему управления и регулирования двигателя, включающую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива; бустерные насосные агрегаты, установленные на входах основных насосов ТНА (см. Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, промышленные. М.: АКС Конверсалт, 2000, стр.268-269). Прототип предлагаемого изобретения.

По своим характеристикам и параметрам РД171М находится на предельно высоком уровне, превзойти который, используя известные схемы, конструктивные решения и виды топлив, применяемых в ЖРД, не представляется возможным.

Форсирование этого двигателя (увеличение тяги за счет повышения давления в камере сгорания) приведет к повышению энергетических характеристик ТНА и значительному росту динамических нагрузок на двигатель.

Кроме того, дальнейшее повышение давления в камере этих двигателей ограничивается жаропрочностью ротора турбины, а также большой высотой лопаток турбины, что приводит к образованию в них трещин.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является снижение динамических нагрузок на ТНА и двигатель в целом, с одновременным увеличением энергетических характеристик двигателя.

Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе по схеме с дожиганием генераторного газа, включающем камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительными головками, турбонасосную систему питания газогенератора и камер двигателя, систему управления и регулирования, включающую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, причем турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковые мощности и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым; кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.

Технический результат заключается в повышении энергетических характеристик двигателя (тяги) и одновременным уменьшением динамических нагрузок на двигатель за счет применения двух ТНА равной мощности со сниженными уровнями динамических нагрузок.

Краткое описание чертежей

На рисунке приведена упрощенная пневмогидравлическая схема многокамерного ЖРД с дожиганием генераторного газа с избытком окислителя в камерах двигателя.

Описание изобретения

ЖРД на рисунке содержит: камеры 1 и 1′ с трактами регенеративного охлаждения 2 и 2′, смесительные головки 3 и 3′; два турбонасосных агрегата (ТНА) 4 и 5, обеспечивающие подачу жидкого топлива (жидкого кислорода и керосина); два окислительных газогенератора 6 и 7. Первый ТНА 4 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на валу шнекоцентробежный насос горючего 8, шнекоцентробежный насос окислителя 9 и газовую осевую турбину 10. Второй ТНА 5 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу центробежный насос окислителя 11, центробежный двухступенчатый насос горючего (первая ступень 12, вторая ступень 13) и газовую осевую турбину 14. Выход из насоса горючего 8 первого ТНА соединен трубопроводом 15 с входом насоса горючего первой ступени 12 второго ТНА, а выход из насоса окислителя 9 первого ТНА соединен трубопроводом 16 со входом насоса окислителя 11 второго ТНА. Коллекторами турбин 17 и 18 турбины 10 и 14 соединены через газовод 21 с двумя окислительными газогенераторами 6 и 7, а газоводами 19 и 20 с форсуночными головками 3 и 3′ камер двигателя. Газоводы 19 и 20 объединены газовой магистралью 22. Выход из первой ступени 12 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками 3 и 3′ камер двигателя через последовательно соединенные дроссель соотношения компонентов топлива 23, трубопровод 24, пускоотсечной клапан 25, трубопроводы 26 и 27 и тракты регенеративного охлаждения 2 и 2'. Выход из второй ступени 13 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов 6 и 7 через трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32. Выход из насоса окислителя 11 второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов через раздвоенный трубопровод 33 и пускоотсечные клапаны 34 и 35.

В схеме двигателя применен бустерный преднасос 36, выход из которого через трубопровод 37 соединен со входом насоса окислителя 9 первого ТНА, и бустерный преднасос горючего 38, выход которого через трубопровод 39 соединен со входом насоса горючего 8 первого ТНА.

Бустерный преднасос окислителя 36 приводится во вращение газовой турбиной 40, рабочим телом которой является окислительный газ, отбираемый по трубопроводу 41 из газоводов 19 или 20. Бустерный преднасос горючего 38 приводится во вращение гидравлической турбиной 42, рабочим телом которой является горючее, отбираемое с выхода насоса горючего 8 первого ТНА и подаваемое через трубопровод 43.

Замена в двигателе одного мощного ТНА на два одинаковых по мощности ТНА, питаемые двумя автономными окислительными газогенераторами при последовательном и соответствующем соединении насосов горючего и окислителя обоих ТНА, позволяет увеличить суммарные напоры насосов двух ТНА при меньших значениях динамических нагрузок. Такое решение позволило повысить энергетические характеристики двигателя - увеличить давление в камере двигателя и его тягу, а также обеспечить надежную работу при его многократном применении.

Работа устройства

Горючее поступает в бустерный насос 38, из которого по трубопроводу 39 подается в насос 8 первого ТНА, а затем по трубопроводу 15 подается на вход первой ступени насоса 12 второго ТНА. После этого основная часть горючего через дроссель соотношения компонентов топлива 23 подается по трубопроводу 24, через пускоотсечной клапан 25 и трубопроводы 26 и 27 в тракты регенеративного охлаждения камер 2 и 2′, после чего поступает в смесительные головки 3 и 3′. Оставшаяся часть горючего, пройдя вторую ступень 13 насоса горючего второго ТНА, подается в смесительные головки газогенераторов 6 и 7 через последовательно соединенные трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32.

Окислитель (сжиженный кислород) поступает в бустерный преднасос 36, из которого по трубопроводу 37 подается в насос 9 первого ТНА, а из него по трубопроводу 16 поступает в насос 11 второго ТНА, затем по разветвленному трубопроводу 33 и через пускоотсечные клапаны 34 и 35 подается в смесительные головки двух газогенераторов 6 и 7. От сгорания жидких топливных компонентов в окислительных газогенераторах 6 и 7 образуется генераторный газ с избытком окислителя, который поступает к турбинам 10 и 14, которые приводят во вращение насосы двух ТНА. Отработанные на турбине газы поступают в газоводы 19 и 20, а из них в смесительные головки 3 и 3′ камер двигателя. В их рабочем пространстве отработанные газы дожигаются с керосином. Высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле, создавая тягу.

Для предложенной схемы двигателя в целях сравнения проведена энергетическая увязка параметров для двигателя РД171М и заявляемого двигателя при увеличении тяги на 25% по сравнению с аналогом. Расчеты показали, что применение двух ТНА, топливные насосы которых последовательно соединены между собой, позволяет увеличить тягу двигателя на 25% при снижении мощности каждого ТНА на 35-40%.

Промышленное применение

Наиболее целесообразной областью применения для предлагаемого изобретения является ЖРД с тягой от 200 до 1000 тс и выше, где достигается наибольший (в количественном выражении) технический результат. Это изобретение позволит модернизировать отечественный ЖРД РД171М, повысив его тягу до 1000 тс и более.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, согласно изобретению турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги. Изобретение обеспечивает снижение динамических нагрузок на ТНА с одновременным увеличением тяги. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) по схеме с дожиганием генераторного газа, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, отличающийся тем, что турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.