Жидкостный ракетный двигатель Российский патент 2021 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), выполненных по схеме без дожигания, в составе которых используется радиационно-охлаждаемый насадок (РОН) сопла камеры.

Проблема использования ЖРД с РОН обусловлена значительным тепловым излучением от РОН во время работы ЖРД, что при тесной компоновке космических аппаратов (КА) или разгонных блоков (РБ) типа РБ «Фрегат», РБ «Бриз-М», где такие ЖРД наиболее применимы, может привести к перегреву элементов конструкции КА (РБ), в частности - двигательной установки (ДУ) с ее последующим разрушением. Во избежание этого внешняя поверхность РОН, как правило, экранируется, для уменьшения эффективной поверхности излучения РОН и, следовательно, теплоотвода от него, что связано с повышением температуры РОН сверх допустимого для материала его конструкции предела.

Известна конструкция двигателя, выполненного по схеме без дожигания, предусматривающая отвод выхлопного газа - рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА) в сопло камеры за критическим сечением через коллектор, выполненный на сопле. Такая конструкция реализована в двигателях F1, J2 ракеты-носителя «Сатурн 5» (В.Е. Алемасов, Теория ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1969 г., стр. 30).

Указанная схема позволяет осуществить частичное завесное охлаждение стенок РОН за счет создания пристеночного слоя относительно низкотемпературного (500°С…700°С) газа, омывающего часть внутренней поверхности РОН, примыкающую к коллектору с уменьшением теплопритоков в РОН и, следовательно, температур излучения его внешней поверхности, что улучшает тепловые условия работы как РОН, так и окружающих его элементов конструкции ДУ и, следовательно, повышает надежность ДУ. Однако указанная низкотемпературная завеса размывается турболизированным при вводе выхлопного газа из коллектора в сопло потоком высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в сопло камеры, смешиваясь с ними, вследствие чего по мере отдаления от коллектора температура пристеночного слоя в РОН возрастает, приближаясь к температурам основного потока продуктов сгорания, поступающих из камеры. Соответственно, по мере удаления от коллектора возрастает температура стенок РОН, то есть проблемы, обусловленные температурным состоянием РОН, решаются не в полной мере и даже усугубляются. Кроме того, ввод выхлопного газа турбины внутрь сопла через коллектор нарушает структуру потока продуктов сгорания, увеличивая потери в сопле, вследствие чего уменьшается удельный импульс камеры и, следовательно, двигателя.

Известен выбранный за прототип изобретения ЖРД по а.с. №2538345 с приоритетом от 11.10.2013 г. включающий ТНА, газогенератор, газовод выхлопного тракта турбины, камеру с радиационно-охлаждаемым насадком сопла, охлаждаемым также выхлопным газом турбины, вход в тракт охлаждения которого (кольцевой канал, образованный выполненным вокруг РОН кожухом и стенкой РОН), сообщен через коллектор с газоводом, а выход - с расположенным вокруг РОН кольцевым сверхзвуковым соплом. Такая конструкция свободна от недостатков аналога, обеспечивая существенное снижение температуры стенок РОН, а также увеличение удельного импульса за счет охлаждения стенок РОН выхлопным газом турбины с относительно низкой температурой. Недостаток технического решения по прототипу обусловлен тем, что в состав восстановительного газа - рабочего тела турбины, вырабатываемого газогенератором при взаимодействии высококипящих компонентов топлива, таких, как азотный тетроксид + несимметричный гидразин, используемых в двигателях, выполненных по схеме без дожигания, которая, как правило, применяется в составе двигателей разгонных блоков и космических аппаратов, в большом количестве входит мелкодисперсная твердая фракция типа сажи, которая, как показали испытания двигателя разгонного блока «Фрегат» при температуре выше ~750°С…800°С переходит в состояние подобное смоле с повышенной адгезией по отношению к высокотемпературной поверхности из жаропрочной стали, о чем свидетельствовал факт перекрытия критического сечения соплового аппарата турбины из-за налипания этой псевдосмолы на стенки сопел соплового аппарата турбины при работе двигателя, выявленный при отработке двигателя РБ «Фрегат».

При охлаждении рабочего тела турбины вследствие преобразования его внутренней энергии в работу турбины, а также при охлаждении сопла турбины одним из компонентов топлива (так решена эта проблема в двигателе РБ «Фрегат») смолистые образования, охлаждаясь переходят в твердую фазу с потерей адгезии к охлажденной стенке сопла и смываются потоком газа.

Однако условия для перехода мелкодисперсной твердой фазы в псевдосмолу с высокой адгезией могут возникать при контакте ее со стенкой РОН, имеющей температуру ~1000°С при течении выхлопного газа турбины, в составе которого присутствует эта фаза, по зазору между кожухом и наружной стенкой РОН, вследствие чего на всей наружной поверхности РОН может образоваться пленка псевдосмолы с низкой теплопроводностью, существенно уменьшая теплоотвод из стенок РОН в охлаждающий его выхлопной газ турбины, то есть теплоизолируя РОН от охлаждающего его газа. В условиях теплоизоляции РОН возникает опасность его перегрева с последующей потерей прочности. Исключить это нежелательное явление методом, использованным в двигателе РБ «Фрегат» - охлаждение стенок сопла в случае РОН невозможно, так как само введение РОН продиктовано дефицитом охладителей.

Изобретение направлено на повышение надежности охлаждения РОН омывающим его выхлопным газом турбины путем исключения возможности налипания смолообразований на наружные стенки РОН во время работы двигателя.

Результат достигается тем, что в газовод перед коллектором тракта охлаждения насадка сопла встроен центробежный сепаратор, выполненный в виде вихревой камеры с тангенциальным входом и двумя выходами, один из которых, с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры направлен по направлению тяги двигателя - к коллектору тракта охлаждения насадка сопла, а другой, при отборе с периферии вихревой камеры - против направления тяги двигателя - к соплу сброса отсепарированной твердой фазы. Таким образом с исключением из основного расхода выхлопного газа турбины мелкодисперсной твердой фракции и, тем самым, возможности ее контакта со стенками РОН при течении в кожухе решается проблема надежного охлаждения РОН выхлопным газом турбины с сопутствующим уменьшением теплового потока излучения поверхности РОН и, следовательно, потерь удельного импульса двигателя, обусловленных этим излучением.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой ЖРД, представленной на рисунке 1 и устройством центробежного сепаратора, представленного на рисунке 2.

В состав ЖРД входят камера 1 с РОН 2, охлаждаемым также выхлопным газом турбины ТНА 3, который вырабатывается газогенератором 4, газовод 5 на выходе турбины, сообщенной со входом в коллектор 6 тракта охлаждения РОН, образованного его наружной стенкой и кожухом 7 и имеющего выход в кольцевое выхлопное сопло 8. В газовод 5 перед входом в коллектор 6 встроен центробежный сепаратор 9, выполненный в виде вихревой камеры с тангенциальным входом 10 и двумя выходами 11, 12; один из которых (выход 11), с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры, (после разворота основного потока газа) - направленный по направлению тяги двигателя - к коллектору 5, второй (выход 12) - при отборе с периферии вихревой камеры против направления тяги двигателя - к соплу сброса 13.

При работе двигателя выхлопной газ турбины ТНА 3 поступает через газовод 5 в центробежный сепаратор 9 через тангенциальный вход 10. В вихревой камере сепаратора 9 газовый поток закручивается, содержащаяся в нем мелкодисперсная твердая фаза центробежными силами относится к периферии вихревой камеры, после чего течением газа в пристеночной зоне вихревой камеры выносится к выходу 12, из которого в смеси с газом поступает в сопло сброса 13. Очищенный от твердой фазы газ после разворота в направление, противоположное направлению тяги двигателя, из центральной зоны вихревой камеры поступает через выход 11 центробежного сепаратора 9 в коллектор 6 тракта охлаждения насадка сопла 2 - кольцевой канал, образованный наружной стенкой насадка и кожухом 7, при течении в котором охлаждает стенки насадка сопла 2, подогреваясь при этом. Из тракта охлаждения насадка сопла выхлопной газ турбины, нагретый до более высокой, чем на выходе турбины, температуры истекает через кольцевое сопло 7, создавая тягу. При этом удельный импульс кольцевого сопла 7 за счет подогрева выхлопного газа в тракте охлаждения увеличивается, увеличивая тем самым удельный импульс двигателя.

При таком выполнении ЖРД обеспечивается надежное охлаждение РОН и увеличивается подогрев выхлопного газа (с увеличением удельного импульса выхлопного кольцевого сопла) за счет исключения твердой мелкодисперсной фракции в выхлопном газе с отложением ее в виде смолообразований на наружных стенках РОН, что повышает надежность и эффективность ЖРД.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания, с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания, в состав которого входят турбонасосный агрегат (ТНА) 3, газогенератор 4, газовод 5 выхлопного тракта турбины ТНА 3, камера сгорания 1 с радиационно-охлаждаемым насадком (РОН) сопла 2, охлаждаемым выхлопным газом турбины, вход в тракт охлаждения которого сообщен через коллектор 6 с газоводом 5, а выход - с кольцевым сверхзвуковым соплом 8, выполненным вокруг РОН 2, в газовод 5 перед коллектором тракта охлаждения 6 РОН встроен центробежный сепаратор 9 в виде вихревой камеры с тангенциальным входом 10 и двумя выходами 11, 12, один из которых с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры направлен по направлению тяги двигателя к коллектору 6 тракта охлаждения РОН, а другой при отборе с периферии вихревой камеры против направления тяги двигателя - к соплу сброса 13 отсепарированной твердой фазы. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности охлаждения РОН двигателя. 2 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания, включающий ТНА, газогенератор, газовод выхлопного тракта турбины ТНА, камеру сгорания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла, охлаждаемым также выхлопным газом турбины, вход в тракт охлаждения которого - кольцевой канал, образованный наружной стенкой сопла и кожухом, сообщен через коллектор с газоводом, а выход - с кольцевым сверхзвуковым соплом, выполненным вокруг насадка, отличающийся тем, что в газовод перед коллектором тракта охлаждения насадка сопла встроен центробежный сепаратор, выполненный в виде вихревой камеры с тангенциальным входом и двумя выходами, один из которых, с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры, направлен по направлению тяги двигателя - к коллектору тракта охлаждения насадка сопла, а другой, при отборе с периферии вихревой камеры - против направления тяги двигателя - к соплу сброса отсепарированной твердой фазы.