Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания в камере Российский патент 2022 года по МПК F02K9/48 F02K9/88 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненных по схеме без дожигания в камере сгорания.

Задача повышения удельного импульса тяги актуальна с времен создания первых ракетных двигателей, особенно - для жидкостных ракетных двигателей космического назначения, в которых невозможна из-за их относительно малой размерности по тяге (до ~2000 кгс) эффективная реализация схемы с дожиганием в камере, исключающей потери удельного импульса на привод турбонасосного агрегата. Величина этих потерь в зависимости от величин коэффициентов полезного действия насосов и турбины ТНА даже при максимально допустимой температуре рабочего тела турбины - газа с избытком горючего для двигателей на штатных компонентах топлива находится в интервале от 6 с до 10 с, а максимальное значение температуры газа - 950°С ограничено жаропрочностью современных материалов, применяемых в конструкциях турбин ЖРД; при этом температура отработанного в турбине газа существенно снижается за счет затрат его внутренней энергии на работу турбины. Таким образом температура выхлопного газа, поступающего с выхода турбины через газовый тракт в выхлопное сопло в случае высокоэффективной турбины, не превышает ~600°С, что существенно ограничивает удельный импульс выхлопного сопла, при котором потери удельного импульса двигателя на привод ТНА достигают вышеуказанных величин.

Уменьшение потерь удельного импульса, связанных с приводом ТНА в двигателе, выполненном по схеме без дожигания в камере, возможно с уменьшением расхода через турбину и, следовательно, через выхлопное сопло, что связано с уменьшением потребной мощности насосов ТНА за счет уменьшения их напоров или увеличения коэффициентов полезного действия насосов и турбины ТНА. Например, в двигателе разгонного блока «Фрегат», принятом за прототип изобретения, потребная мощность насоса окислителя снижена за счет введения в магистраль питания камеры горючим трубы Вентури, из горла которой отбирается задающее давление на стабилизатор соотношения расходов компонентов топлива в камеру, установленном в магистрали питания камеры, окислителем (Асюшкин В.А., Викуленков В.П. Итоги создания и начальных этапов эксплуатации межорбитальных космических буксиров типа «Фрегат»./ В.А. Асюшкин, Викуленков В.П. // Научно-технический журнал «ВЕСТНИК «НПО им. С.А. Лавочкина», 2014. - №1. - С. 3-9.). За счет этого из данной магистрали исключена уравнительная дроссельная шайба, что позволило уменьшить на величину перепада на ней, напор насоса окислителя, его мощность и, следовательно, расход рабочего тела через турбину. При этом снижаются потери удельного импульса на привод ТНА на ~1,2 с, что позволяет уменьшить заправку баков РБ «Фрегат», а значит увеличить его полезную нагрузку при выведении ее на геостационарную орбиту Земли на ~20 кг. По сравнению с другими ЖРД, выполненными по схеме без дожигания в камере, в прототипе обеспечиваются минимальные потери удельного импульса на привод ТНА, но и здесь они достигают величины ~6 с.

Изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса на привод ТНА ЖРД, выполненного по схеме без дожигания в камере. Результат обеспечивается тем, что в ЖРД, включающем камеру, ТНА, газогенератор, вырабатывающий газ с избытком горючего, напорные магистрали компонентов топлива, выхлопную систему отработанного в турбине газа в виде газовода с соплом, в газовод на выходе турбины встроены форсунки, сообщенные с напорной магистралью окислителя, а газовод, начиная с уровня расположения форсунок до выхлопного сопла, и выхлопное сопло, выполнены охлаждаемыми компонентами топлива.

При таком исполнении в газоводе с охлаждаемыми стенками можно реализовать процесс дожигания относительно низкотемпературного выхлопного газа, обогащенного горючим, с окислителем при соотношениях их расходов, близком к камерным (коэффициент избытка окислителя α=0,6…0,8). При этом существенно повышается температура выхлопного газа и, следовательно, увеличивается удельный импульс выхлопного сопла, что, даже при существенном повышении расхода через турбину и выхлопную систему из-за повышения давления в ее газодинамическом тракте, и уменьшения перепада давления на турбине, уменьшает потери удельного импульса двигателя.

Так, расчетная оценка, проведенная применительно к двигателю на штатных компонентах топлива, выполненному по схеме без дожигания в камере, с тягой камеры 400 кгс при ее удельном импульсе 326,5 с выхлопным соплом, имеющим при коэффициенте тяги сверхзвуковой части Кп=1,6 тягу 8,5 кгс и удельный импульс - 170 с, за счет которого потери удельного импульса двигателя при расходе газа через сопло - 0,051 кг/с составляют 6,5 с, показывает, что впрыск через форсунки в газовод 0,0734 кг/с окислителя (при достаточном охлаждении газовода и сопла) обеспечивает процесс дожигания в газоводе при коэффициенте избытка окислителя α=0,65, при котором удельный импульс сопла с коэффициентом тяги Кп=1,6 возрастает до 282 с, тяга сопла увеличивается до 43,3 кгс (может быть использована для создания моментов стабилизации), а потери удельного импульса двигателя, связанные с приводом ТНА, уменьшаются до 4 с.

На рисунке представлена схема ЖРД, в состав которого входят камера 1, ТНА 2, газогенератор 3, охлаждаемый газовод 4, в который встроены форсунки 5, сообщенные с напорной магистралью окислителя 6 трубопроводом 7, охлаждаемое сопло 8, трубопроводы 9 подвода горючего к тракту охлаждения 10 газовода 4 и сопла 8 и отвода из него, дроссельная шайба 11, ограничивающая величину расхода окислителя.

При работе двигателя отработанный газ с избытком горючего из турбины ТНА 2 поступает в газовод 4, где смешивается с окислителем, поступающим в газовод через форсунки 5 по трубопроводу 7 из напорной магистрали 6. Содержащееся в отработанном газе горючее взаимодействуя с окислителем догорает, после чего температура газа в газоводе 4 существенно повышается; при этом обеспечивается охлаждение газовода 4 и выхлопного сопла 6 горючим, поступающим в тракт охлаждения 10 газовода 4 и сопла 8 с выхода насоса горючего ТНА 2 и отводящимся с выхода тракта охлаждения 10 на выход тракта охлаждения камеры 1 горючим. При этом расход горючего через тракт охлаждения 10 газовода 4 и выхлопного сопла 5 ограничен дроссельной шайбой 11. Высокотемпературные продукты сгорания рабочего тела турбины и окислителя истекают через сопло, создавая тягу сопла при высоком удельном импульсе, что позволяет существенно уменьшить потери удельного импульса двигателя, выполненного по схеме без дожигания в камере, связанные с выхлопом отработанного газа турбины ТНА.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей, выполненных по схеме без дожигания в камере. Изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса двигателя, связанных с приводом ТНА. Результат обеспечивается повышением удельного импульса сопла выхлопной системы ТНА за счет дожигания рабочего тела турбины ТНА - газа с избытком горючего окислителем, подаваемым в газовод выхлопной системы с выхлопным соплом. Для этого в газовод 4 встроены форсунки 5, сообщенные с напорной магистралью окислителя 6, трубопроводом 7; газовод 4 и сопло 8 выполнены охлаждаемыми, для чего тракт охлаждения 10 сообщен трубопроводами 9, включающими дроссельную шайбу 11, с напорной магистралью горючего на входе и выходе тракта охлаждения камеры 1. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания в камере, включающий камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, вырабатывающий рабочее тело турбины - газ с избытком горючего, напорные магистрали компонентов топлива, выхлопную систему отработанного в турбине газа в виде газовода с выхлопным соплом, отличающийся тем, что в газовод на выходе турбины встроены форсунки, сообщенные с напорной магистралью окислителя, газовод, начиная с уровня расположения форсунок до выхлопного сопла, и выхлопное сопло, выполнены охлаждаемыми компонентами топлива.