ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2015 года по МПК F02K9/97 

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлив, выполненной по схеме без дожигания, в составе которого используется радиационно-охлаждаемый насадок сопла камеры.

ЖРД космического назначения относительно небольших тяг (от 0,4 тс до 4 тс) выполняются как правило, по схеме без дожигания, при которой рабочее тело турбины (газ, вырабатываемый газогенератором) после турбины отводится посредством выхлопных трактов-газоводов через индивидуальное выхлопное сопло, создающее дополнительную (к тяге камеры) тягу двигателя (см. кн.: Б.Ф. Гликман. «Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей», М., «Машиностроение», 1974 г., стр.11, рисунки 1,7). Такое сопло имеет существенно меньшую чем сопло камеры степень расширения, что, наряду с относительно низкой работоспособностью газа-рабочего тела на выходе турбины ТНА обуславливает низкое значение удельного импульса выхлопного сопла и приводит к значительным потерям удельного импульса (до ~10 с) двигателя в целом.

С другой стороны, при автономном, не связанном с подачей компонентов топлива в камеру, газовом тракте турбины ТНА ЖРД без дожигания возможно достижение более высокого давления в камере и, следовательно, более высокой степени расширения продуктов сгорания в сопле камеры, что может компенсировать потери, связанные с автономным выхлопом турбины ТНА. Данное обстоятельство определяет, в основном, преимущество схемы без дожигания при размерностях ЖРД (от 0,4 тс до 4 тс), характерных для двигательных установок (ДУ) ряда космических аппаратов (КА) таких, как «Луна», «Венера», «Марс», а также разгонных блоков (РБ) «Фрегат», «Бриз-М» и т.д.

Однако для ЖРД указанных размерностей характерен недостаток, препятствующий увеличению степени расширения сопла камеры и обусловленный проблемами регенеративного охлаждения камеры сгорания и сопла при больших степенях расширения, связанными с перегревом располагаемых охладителей (компонентов топлива камеры сгорания), которого можно избежать увеличением внутреннего охлаждения камеры сгорания за счет завесы, что, однако, приводит к уменьшению полноты сгорания компонентов топлива в камере и, следовательно, потерям удельного импульса камеры сгорания.

Проблему дефицита охлаждения камер сгорания с большими степенями расширения можно решить также введением радиационно-охлаждаемого насадка сопла (РОН). Однако, в условиях тесной компоновки, свойственной ДУ КА и РБ (например, РБ «Фрегат», РБ «Бриз-М») наличие РОН может привести к проблемам, связанным с возможностью перегрева элементов конструкции ДУ и КА за счет теплового излучения от внешней поверхности РОН, что обусловливает необходимость его экранирования или внешней теплоизоляции; при этом уменьшается эффективная площадь излучающей поверхности РОН и, следовательно, повышается его температура, которая может превысить допустимый для материала конструкции РОН предел (для освоенных в РКТ жаростойких сплавов - 1100°C).

Данное обстоятельство препятствует применению РОН для реализации возможных для ЖРД, выполненных по схеме без дожигания, степеней расширения сопла камеры и, следовательно, достижению более высоких значений удельного импульса камеры.

Известна, принятая за прототип предлагаемого изобретения конструкция двигателя, выполненного по схеме без дожигания, предусматривающая отвод рабочего тела турбины ТНА в сопло камеры через коллектор, выполненный на сопле. Такая конструкция реализована в двигателях F1 и J2 ракеты-носителя «Сатурн 5» (В.Е. Алемасов. Теория ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969, с.30).

При соответствующей организации ввода выхлопного газа турбины в сопло камеры с РОН указанная схема позволяет осуществлять частичное завесное охлаждение стенок РОН в виде пристеночного слоя относительно низкотемпературного (500°C…700°C) газа, омывающего часть РОН, примыкающего к коллектору и снижающего температуру стенок РОН и, следовательно, температуру излучения внешних поверхностей РОН в этой части, что улучшает тепловые условия работы РОН и окружающих его элементов конструкции ДУ и, следовательно, повышает надежность ДУ.

Недостаток конструкции прототипа обусловлен тем, что указанный низкотемпературный пристеночный слой размывается турболизированным при вводе выхлопного газа из коллектора в сопло потоком высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в сопло из камеры, смешиваясь с ними, вследствие чего по мере удаления от коллектора температура пристеночного слоя в РОН возрастает, достигая на относительно небольшом удалении от коллектора значений, приближающихся к температурам основного потока газа, поступающего из камеры. Соответственно по мере удаления от коллектора увеличивается температура стенки РОН, то есть проблемы, обусловленные температурным состоянием РОН при его экранировании, решаются лишь частично. Кроме того, ввод выхлопного газа турбины внутрь сопла камеры через коллектор нарушает структуру потока продуктов сгорания камеры, увеличивая потери в сопле, вследствие чего уменьшается удельный импульс камеры и, соответственно, двигателя.

Изобретение направлено на обеспечение приемлемого теплового режима РОН при условии его экранирования или теплоизоляции, что повышает надежность двигателя и ДУ КА в целом, а также - на увеличение удельного импульса двигателя.

Этот технический результат достигается тем, что в двигателе, выполненном по схеме без дожигания, включающем ТНА, газогенератор, выхлопной тракт турбины ТНА, камеру сгорания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла и коллектор вокруг сопла камеры сгорания, сообщенный с выхлопным трактом, вокруг РОН выполнен кожух, коллектор расположен в зоне стыка РОН с регенеративно охлаждаемой частью сопла камеры и сообщен со входом в кольцевую полость, между кожухом и стенкой радиационно-охлаждаемого насадка, выход которой сообщен с расположенным вокруг радиационно-охлаждаемого насадка кольцевым сверхзвуковым соплом, при этом кожух может быть выполнен из плотной термостойкой (углеродной или кремнеземной) ткани.

Сущность предполагаемого изобретения иллюстрируется чертежом. В состав ЖРД входят турбонасосный агрегат 1, газогенератор 2, выхлопной тракт 3 турбины ТНА 1, камера сгорания 4 с радиационно-охлаждаемым насадком сопла 5, коллектор 6 вокруг сопла камеры 4, расположенный в зоне стыка РОН 5 и регенеративно охлаждаемой частью сопла камеры сгорания 4. Кольцевой выход коллектора 6 сообщен с кольцевой полостью, образованной стенками кожуха 7 и РОН 5 (полость кожуха 7), а выход из этой полости сообщен со входом в кольцевое сверхзвуковое сопло 8, выполненное вокруг РОН 5.

При работе ЖРД выхлопной, относительно низкотемпературный газ турбины ТНА 1 через выхлопной тракт (газовод) 3 поступает в коллектор 6 и, далее, из коллектора - в полость кожуха 7, охлаждая стенки РОН 5 и нагреваясь при этом. В случае выполнения кожуха 7 из термостойкой ткани кожух 7 под давлением поступившего в его полость газа раздувается, приобретая заданную форму; при этом формируется кольцевой канал с заданными геометрическими параметрами (размером кольцевой щели между РОН и кожухом и площадью ее проходного сечения) по длине РОН 5. С выхода кольцевого канала полости кожуха 7 подогретый в канале выхлопной газ турбины поступает в кольцевое сопло 8, откуда истекает, создавая дополнительную тягу выхлопа с повышенным, за счет подогрева, удельным импульсом.

Расчетные оценки, проведенные применительно к двигателю, выполненному по схеме без дожигания с тягой 400 кгс с РОН, показывают, что при охлаждении РОН выхлопным газом турбины с температурой 640°C и соотношением расходов выхлопного газа и продуктов сгорания камеры равном 0,04 максимальная температура экранированного РОН снижается с 1500°C (превышает допустимый для жаропрочной стали 7Х25Н16АГ предел) до 1100°C, что допускает использование указанного сплава в качестве материала конструкции РОН.

При этом выхлопной газ турбины нагревается с 640°C до 1020°C, что обеспечивает увеличение удельного импульса в канале выхлопа с 170 с до 220 с и повышение удельного импульса двигателя на ~2 с.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. ЖРД включает турбонасосный агрегат (ТНА) 1, газогенератор 2, выхлопной тракт турбины ТНА 3, камеру сгорания 4 с радиационно-охлаждаемым насадком сопла 5 и коллектором 6 на сопле камеры сгорания 4, сообщенным с выхлопным трактом 3, при этом вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 5 выполнен кожух 7, коллектор 6 расположен в зоне стыка радиационно-охлаждаемого насадка 7 и регенеративно-охлаждаемой части сопла камеры 4 и сообщен с входом в кольцевую полость, образованную кожухом 7 и стенкой радиационно-охлаждаемого насадка 7, выход которой сообщен с расположенным вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 7 кольцевым сверхзвуковым соплом 8. При этом в качестве материала кожуха 7 может быть использована плотная термостойкая ткань. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигателя и увеличение удельного импульса. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания, включающий ТНА, газогенератор, выхлопной тракт турбины ТНА, камеру сгорания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла, коллектор на сопле камеры сгорания, сообщенный с выхлопным трактом турбины, отличающийся тем, что вокруг радиационно-охлаждаемого насадка сопла выполнен кожух, коллектор расположен в зоне стыка радиационно-охлаждаемого насадка с регенеративно охлаждаемой частью сопла камеры и сообщен со входом в кольцевую полость между кожухом и стенкой радиационно-охлаждаемого насадка, выход которой сообщен с расположенной вокруг радиационно-охлаждаемого насадка кольцевым сверхзвуковым соплом.

2. ЖРД по п.1 отличается тем, что кожух выполнен из плотной термостойкой ткани.