Пароводяной ракетный двигатель Российский патент 2022 года по МПК F02K9/80 

Изобретение относится к производству двигателей многоступенчатых ракет-носителей для запусков космических аппаратов и предназначено, главным образом, для использования в качестве стартовых ступеней ракет-носителей тяжёлого класса.

Известны ракетные двигатели, использующие в качестве энергоносителя и рабочего вещества воду и представляющие собой заполняемую водой камеру с расположенным вдоль продольной оси камеры расширительным каналом и с сопловой головкой с устройством управления тягой в головной части камеры, образующими ракету с обратным стартом.

1. Ю.Е. Горбатый, Г.В. Бондаренко. Сверхкритическое состояние воды. // «Сверхкритические Флюиды: Теория и Практика». Том 2. № 2. 2007. Эл. ресурс: - http://scf-tp.ru/articles/2007_02/download/scf-tp_v002_02_2007_pp_05-19.pdf.

2. Смит Ф.Г. Физическая геохимия. М. Недра., 1968

3. Выбор параметров рабочего процесса в пароводяных разгонных устройствах ударных стендов для исследования характеристик пенетраторов. Эл. ресурс: - http://naukarus.com/vybor-parametrov-rabochego-protsessa-v-parovodyanyh-razgonnyh-ustroystvah-udarnyh-stendov-dlya-issledovaniya-harakteristi

Наиболее близким аналогом заявленному изобретению по технической сути и назначению является пароводяной ракетный двигатель, защищённый патентом RU №2273757 «Пароводяной ракетный двигатель».

В этом двигателе при закрытом устройстве управления тягой в сопловой головке воду в заполненной водяной камере нагревают до закритических температур наружным излучением, поглощаемым стенкой камеры или проходящим сквозь стенку и нагревающим воду, или встроенными в водяную камеру нагревателями, например, электрическими, или дымогарными каналами с проходящими по ним горячими газами от внешнего источника пламени.

При нагревании воды возрастает её удельная теплоемкость и энтальпия и падает вязкость. После достижения стартовой температуры воды открывают устройство управления тягой, перегретая вода приходит в движение по расширительному каналу от донной части водяной камеры вверх, ускоряясь давлением образующегося пара, и в виде потока перегретого пара попадает в сопловую головку ракеты. Расширительный канал располагают по длине водяной камеры и придают такие длину и конусность, чтобы при входе пароводяной смеси в сопловую головку доля жидкокапельной фракции в массе смеси была минимальной, а скорость пара при входе в сопловую головку максимальной. Истечение по расширительному каналу сопровождается парообразованием по закону фазового перехода второго рода, вследствие чего часть энтальпии перегретой воды переходит в кинетическую энергию пароводяной смеси в расширительном канале и сухого пара в сопловой головке. Конкретные значения параметров расширительного канала определяются конструктивными особенностями ракеты, стартовой температурой воды и конструктивно заложенным режимом ускорения ракеты-носителя.

Сопловая головка имеет несколько сопел, в которые устройство управления тягой ракеты раздельно направляет потоки пара. Проходные каналы устройства управления тягой и сопла имеют такие параметры сечений, что поток пара проходит критическое сечение в устройстве управления тягой, а затем истекает в сопле в глубоко закритическом режиме расширения. Низкая вязкость водяного пара обусловливает возможность достижения высоких скоростей истечения пара в полости сопла в его закритическом объёме, сопоставимых со скоростями истечения продуктов сгорания лучших ракетных топлив в ЖРД, вследствие чего достигается высокая скорость адиабатического охлаждения расширяющегося потока. В результате, пар в потоке переохлаждается и уже в полости сопла начинает конденсироваться и кристаллизоваться. Соответственно, удельный объём заполняющего сопло рабочего вещества сокращается в 1600 раз. Это приводит к падению давления в закритическом объеме сопла и приближает режим работы ракетного двигателя к режиму работы в пустоте, а термодинамический режим истечения пара на закритическом участке сопла становится неизоэнтропическим.

Верхнее расположение сопловой головки и режим обратного старта позволяют снизить требования к центровке ракетной системы и избавляет от необходимости применения аэродинамических стабилизаторов.

Для снижения скорости охлаждения воды в водяной камере во время подъема ракеты-носителя с пароводяным стартовым ускорителем стенки или часть стенок водяной камеры выполняют из радиопрозрачного композитного материала и экспонируют поверхность водяной камеры потоками электромагнитной энергии от излучателей, расположенных на стартовой площадке и по трассе движения ракеты.

Технический эффект изобретения заключается в достижении высоких тягово-импульсных характеристик и управляемости пароводяного стартового ускорителя ракеты-носителя при радикальном снижении стоимости стартов и экологического вреда окружающей среде. Технический эффект достигается использованием уникальных теплофизических свойств воды при глубоко закритическом перегреве, высокой текучести водяного пара, закритического режима истечения рабочего тела в соплах и установкой сопел в головной части пароводяного ракетного двигателя с расширительным каналом в водяной камере.

Также в изобретении предусматривается возможность применения в пароводяных ракетных ускорителях и иных, в частности искусственных, жидкостей или водных растворов с иными, чем у чистой воды, молекулярным весом и теплофизическими свойствами, позволяющими добиться неизоэнтропического истечения пара с большим удельным импульсом, чем для чистой воды.

Недостатком данного изобретения является низкая применимость, обусловленная отсутствием технических решений устройства управления тягой пароводяной ракеты и конструкции сопловой головки, низкое техническое качество ракеты из-за большого количества остающейся в водяной камере остывшей до подкритического состояния воды, а также высокая техническая сложность обеспечения достаточной прочности радиопрозрачного корпуса водяной камеры, облучаемой потоком электромагнитной энергии высокой плотности.

Задачей изобретения является достижение технического результата в виде повышения применимости конструкции пароводяной ракеты при создании эффективных стартовых ускорителей.

Указанный технический результат достигается тем, что устройство управления тягой стартового ускорителя выполняют трёхсекционным с проходными запорно-регулирующими клапанами, регулирующими потоки пара каждый в своё сопло, сопловую головку выполняют трёхсекционной с отделёнными друг от друга перегородками соплами в виде обращающих потоки пара вниз изогнутых в радиальных сечениях круговых секторов, наружную поверхность стенок водяной камеры покрывают радиопоглощающим материалом.

Проходные запорно-регулирующие клапаны устройства управления тягой ракетного ускорителя могут иметь любое известное или оригинальное конструктивное исполнение, обеспечивающее приемлемые степени герметичности в закрытом положении и регулирование потока пара/пароводяной смеси по заданной характеристике. В том числе, они могут быть выполнены по двухседельной схеме с уравновешенным плунжерно-золотниковым механизмом, или по дисково-поворотной схеме с внутренней разгрузкой золотника.

Устройство управления тягой установлено в донной части водяной камеры на входе в расширительный канал, а расширительный канал имеет продольные перегородки.

Изогнутые секторообразные сопла сопловой головки ускорителя выполняют такими, чтобы их проходные сечения создавали условия сверхкритического расширения потока пара и его переохлаждения со снижением удельного объёма в результате гетерогенно-гомогенной конденсации-кристаллизации паровой влаги в бегущих и стоячих волновых возмущениях среды.

Радиопоглощающее покрытие наружных поверхностей стенок водяной камеры обеспечивает возможность ввода теплоты в воду в водяной камере посредством облучения водяной камеры во время подъёма ракеты-носителя установленными вблизи стартового комплекса и по трассе полёта ракеты-носителя мощными источниками узконаправленного электромагнитного излучения соответствующей частоты. Радиопоглощающее покрытие преобразует поглощённую энергию электромагнитного излучения в теплоту и передаёт её стенкам водяной камеры, подогревающим остающуюся в камере воду в закритическом состоянии, а затем, после остывания воды и перехода через опалисцентное состояние, и образовавшуюся жидкую воды и пар. В результате, продлевается время работы ускорителя и сокращается количество оставшейся в водяной камере остывшей воды и, соответственно, повышается коэффициент технического качества пароводяного ракетного ускорителя

С целью снижения массогабаритных параметров устройства управления тягой ракетного ускорителя и снижения влияния турбулентных явлений в проходных сечениях запорно-регулирующих клапанов на характеристики потоков пара в соплах, устройство управления тягой ракетного ускорителя может быть расположено на входе в расширительный канал водяной камеры. Такая конструкция обусловливает возможное снижение разности давлений в сечениях потоков среды до и после запорно-регулирующих клапанов, вследствие чего, с учётом значительного уменьшения площади сечения потоков и, соответственно, нагрузок на запорно-регулирующую арматуру, возможно применение запорно-регулирующих устройств в виде поворотных заслонок.

Технический результат применения изобретения заключается в том, что пароводяные стартовые ускорители могут стать основой развития самостоятельного направления аэрокосмической промышленности в виде производства технологически и экологически безопасных первых ступеней ракет-носителей тяжёлых классов. Запуск такого производства повлечёт сокращение расходов на создание, изготовление, хранение и использование химических топлив с большим удельным импульсом и высокой плотностью для твёрдотопливных ракетных ускорителей и для сверхмощных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а также снижение расходов на изготовление и эксплуатацию чрезвычайно сложных и дорогих ЖРД для первых ступеней тяжёлых ракет-носителей.

О технической выполнимости конструкции применимых и эффективных пароводяных ракетных ускорителей свидетельствуют следующие обстоятельства.

Верхним пределом величины химической энергии единицы ракетного топлива принята величина 12⋅10⁶ Дж/кг, соответствующая энерговыделению двухкомпонентного топлива F₂/H₂ при равновесном одномерном истечении продуктов его сгорания из камеры сгорания при давлении 6,9 МПа и степени расширения 600. Неполное сгорание, трение в пограничном слое, потери тепла и т.п. явления, нарушающие равновесность и одномерность истечения горячих продуктов сгорания ракетных топлив, снижают величину реального удельного импульса существующих ЖРД. Высокий КПД термического цикла (порядка 0,883) достигается при степени сжатия топлива 27 000, начальной температуре 4546К и конечной температуре 530К. Такие условия обеспечиваются применением в конструкции двигателей специальных материалов и уникальных технологий изготовления. Сами топлива требовательны к условиям изготовления, транспортировки и хранения. Часто они дороги, взрывоопасны или токсичны. Следствием этих обстоятельств является высокая стоимость ракетных двигателей и инфраструктуры для их применения. Особенно это относится к первым ступеням ракет, т.к. они самые объёмные и имеют мощнейшие РД с большим секундным расходом топлива.

При создании двигателей для подтверждения эффективности и применимости их на ракетах необходимо провести сотни, а часто и тысячи огневых испытаний двигателей с камерами сгорания и турбонасосными агрегатами, испытывающими чрезвычайные термические и механические нагрузки на конструкции.

Таким образом, в настоящее время в ракетостроении и двигателестроении применяются материалы, прочностные, теплофизические и химические свойства которых значительно превосходят свойства материалов, необходимых для создания пароводяных ракетных ускорителей на перегретой до закритических температур воде.

В то же время, в экспериментах показано, что уже при давлении 8-15 МПа, температуре 250-350°С воды в камере пароводяного ракетного ускорителя и при степени сухости пара х<0,35 в полости сопла реактивной установки удаётся получить значения лобовой тяги выше, чем у жидкостного ракетного двигателя соответствующих массогабаритных характеристик. Сопоставление стоимости создания и эксплуатации пароводяного двигателя и ЖРД не оставляет сомнений в целесообразности и перспективности разработок пароводяных стартовых ускорителей.

Изобретение использует уникальные теплофизические свойства воды в различных агрегатных и фазовых состояниях для создания реактивного двигателя без применения в конструкции двигателей специальных материалов с особыми тепло- и огнестойкостью и уникальных технологий изготовления. Пароводяной реактивный двигатель стартовых ускорителей для тяжёлых ракет-носителей представляет собой водонаполняемую камеру с расширительным каналом вдоль продольной оси камеры, с сопловой головкой в головной части двигателя и устройством управления тягой, встроенной в расширительный канал. Устройства для нагревания воды в камере до закритических температур могут быть встроенными в камеру или наружными. Проходные сечения сопел обеспечивают неизоэнтропический режим истечения пара со сверхбыстрым адиабатическим переохлаждением и конденсацией/кристаллизацией в полости сопла. Создание пароводяного реактивного двигателя исключает применение требовательных к условиям изготовления, транспортировки и хранения дорогих, взрывоопасных или токсичных ракетных топлив. Соответственно, многократно снижается стоимость ракетных двигателей и инфраструктуры для их применения, а также связанные с их созданием и применением негативные экологические последствия. В конструкции пароводяных ракетных двигателей не используется камеры сгорания и турбонасосные агрегаты, испытывающие чрезвычайные термические и механические нагрузки на конструкции. Соответственно, при их создании не потребуется проведение сотен, а часто и тысяч огневых испытаний двигателей, как при создании традиционных мощных жидкостно-реактивных двигателей. 3 з.п. ф-лы.

1. Пароводяной ракетный двигатель, использующий в качестве энергоносителя и рабочего вещества перегретую воду, которая нагревается встроенными в конструкцию ракетного двигателя или наружными нагревателями до глубоко закритических температур, и представляющий собой заполняемую водой камеру с расположенным вдоль продольной оси камеры расширительным каналом, с сопловой головкой в головной части камеры и с устройством управления тягой, образующими ракету с обратным стартом, отличающийся тем, что устройство управления тягой двигателя выполняют трёхсекционным с проходными запорно-регулирующими клапанами, регулирующими потоки пара каждый в своё сопло, сопловую головку выполняют трёхсекционной с отделёнными друг от друга перегородками соплами в виде обращающих потоки пара вниз изогнутых в радиальных сечениях круговых секторов, а наружную поверхность стенок водяной камеры покрывают радиопоглощающим материалом.

2. Пароводяной ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что проходные запорно-регулирующие клапаны устройства управления тягой ракетного двигателя выполнены по двухседельной схеме с уравновешенным плунжерно-золотниковым механизмом.

3. Пароводяной ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что проходные запорно-регулирующие клапаны устройства управления тягой ракетного двигателя выполнены по дисково-поворотной схеме с внутренней разгрузкой золотника.

4. Пароводяной ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство управления тягой установлено в донной части водяной камеры на входе в расширительный канал, а расширительный канал имеет продольные перегородки.