ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ФОРСАЖЕМ Российский патент 2023 года по МПК F02K9/82 

Область техники

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение при создании экономичных жидкостных ракетных двигателей.

Уровень техники

Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) производства СССР РД-108 открытого типа, устанавливаемый на центральном и боковых блоках ракет-носителей семейства «Союз» (ru.wikipedia.org/wiki/РД-108), работающий на компонентах жидкий кислород и керосин, содержащий 4 камеры сгорания и одновальный турбонасосный агрегат. Тяга двигателя на уровне моря 76 тс, в пустоте 96 тс. Удельный импульс на уровне моря 252 с, в пустоте 315 с. Давление в камерах сгорания 52 кг/ см², степень расширения газа 18,9. Сухая масса двигателя равна 1278 кг, высота 2865 мм, диаметр 1950 мм. Недостатками двигателя являются низкое давление в камере сгорания и малая экономичность открытой схемы в связи с неиспользованием генераторного газа для создания тяги.

Известен также ЖРД РД-0120 закрытого типа, принимаемый за аналог, устанавливаемый на центральном блоке ракеты-носителя СССР «Энергия» (ru.wikipedia.org/wiki/РД-0120), работавший на компонентах жидкий кислород и жидкий водород, имевший одну камеру сгорания и турбонасосные агрегаты окислителя и горючего. Тяга двигателя на уровне моря 155,6 тс, в пустоте 190 тс. Удельный импульс на уровне моря 353,2 с, в пустоте 455 с. Давление в камере сгорания 223 кг/ см², степень расширения газа 86,1. Сухая масса двигателя равна 3450 кг, высота 4550 мм, диаметр 2420 мм. Еще и сегодня этот двигатель поражает специалистов своими высокими характеристиками. Единственным недостатком этого двигателя является недостаточно высокое по современным представлениям давление в камере сгорания.

Известен также ЖРД Raptor разработки частной компании США SpaceX (ru.wikipedia.org/wiki/Raptor) закрытого типа с полной газификацией элементов, принимаемый за прототип, предназначенный для установки на обеих степенях двухступенчатой ракеты-носителя Starship Heavy для пилотируемых полетов на Луну и на Марс и работающий на компонентах жидкий кислород и жидкий метан. Тяга двигателя во второй версии на уровне моря 230 тс, в пустоте 250 тс. Удельный импульс на уровне моря 330 с, в пустоте 375 с. Давление в камере сгорания 336,5 кг/ см², степень расширения газа 40 на уровне моря и 200 в пустоте. Сухая масса двигателя равна 1500 кг, высота 3100 мм, диаметр 1300 мм. Это самый совершенный на сегодняшний день ЖРД. По своим характеристикам он приближается к предельным характеристикам данного типа двигателей. Разработчики двигателя надеются лишь на возможность некоторого дальнейшего улучшения в части увеличения давления в камере сгорания для увеличения тяги двигателя.

Таким образом, известные технические решения, исчерпавшие возможности дальнейшего повышения технических характеристик ЖРД, исчерпали и возможности достижения более высоких величин тяги при заданном расходе топлива.

Вместе с тем насущной проблемой современной ракетно-космической техники по-прежнему остается необходимость дальнейшего совершенствования ЖРД в части экономичности путем сокращения расхода топлива на тонну тяги.

Причиной, препятствующей решению технической проблемы дальнейшего повышения экономичности ЖРД, является отсутствие в настоящее время проектов ЖРД, в которых может быть обеспечен скачок в росте их экономичности.

Раскрытие сущности изобретения

Предлагается жидкостный ракетный двигатель с форсажем (ЖРДФ), выполненный по закрытой схеме с полной газификацией компонентов, который содержит два турбонасосных агрегата, каждый их которых содержит насос высокого давления, сидящий на одном валу с газогенератором. Газифицированные компоненты топлива под высоким давлением поступают в головку камеры сгорания, в которой после прохождения форсунок перемешиваются, воспламеняются и горят, создавая высокое давление в камере сгорания. Проходя последовательно камеру сгорания, сужающуюся, а затем расширяющуюся части сопла продукты сгорания приобретают сверхзвуковую скорость истечения из сопла, в результате чего возникает тяга двигателя. Камера сгорания и сопло охлаждается компонентом горючего. В состав двигателя входят система продувки перед запуском, система запуска и система управления работой двигателя. Известно, что тяга двигателя пропорциональна массе струи газов и скорости истечения газов из сопла. Для конкретного состава компонентов топлива скорость истечения газов определяется исключительно давлением в камере сгорания и в итоге определяет экономичность двигателя. Таким образом, предел по достижению тяги двигателя достигается при достижении предела давления газов в камере сгорания. На сегодняшний день для метанового двигателя этот предел фактически достигнут. Отсюда следует, что для современных ЖРД возможность дальнейшего повышения тяги за счет повышения давления в камере сгорания существенно ограничена. Вместе с тем, имеется возможность увеличить скорость истечения газов из сопла без увеличения давления в камере сгорания. Эта возможность связана с применением форсажа двигателя. Устройство для форсажа двигателя размещается в расширяющейся части сопла за его критическим сечением. Оно состоит из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, топливных форсунок, установленных по периметру кольцевого пояса, и двух трубопроводов, по которым к топливным форсункам подводится часть газифицированных компонентов горючего и окислителя. Воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается высокой температурой истекающих из критической части сопла газов. В результате горения компонентов топлива происходит вначале рост, а затем падение температуры газов, а также непрерывный рост скорости движения газов в сопле за устройством форсажа. Для уменьшения давления газов на срезе сопла до заданного значения длина сопла увеличена.

Задачей этого изобретения является разработка ЖРДФ, обеспечивающего скачок в росте экономичности двигателя за счет увеличения скорости истечения газов из сопла и, соответственно, увеличения тяги двигателя при заданном расходе компонентов топлива.

Поставленная задача решается тем, что жидкостный ракетный двигатель с форсажем, выполненный по закрытой схеме с полной газификацией компонентов, содержащий два турбонасосных агрегата, каждый их которых содержит насос высокого давления, сидящий на одном валу с газогенератором, так что почти все горючее проходит через восстановительный газогенератор, а почти весь окислитель проходит через окислительный газогенератор, камеру сгорания для сжигания газообразных компонентов с использованием топливных форсунок в головке камеры сгорания, сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть, систему охлаждения камеры сгорания и сопла компонентом горючего, систему продувки двигателя перед запуском, систему запуска двигателя, систему управления работой двигателя, согласно изобретению двигатель снабжен устройством форсажа, созданным в расширяющейся части сопла за критическим сечением, состоящим из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, установленных по периметру кольцевого пояса топливных форсунок и двух трубопроводов, по которым к топливным форсункам подводится часть газифицированных компонентов горючего и окислителя, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается высокой температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, а для уменьшения давления газов на срезе сопла до заданного значения длина сопла увеличена.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

На чертеже (фиг. 1) приведена схема основного элемента ЖРДФ - камеры сгорания и сопла с размещенным внутри сопла устройством форсажа.

На этом чертеже:

1 - форсуночная головка камеры сгорания;

2 - трубопроводы подвода газифицированных компонентов топлива к форсуночной головке;

3 - камера сгорания;

4 - критическое сечение сопла;

5 - трубопроводы подвода газифицированных компонентов

топлива к топливным форсункам устройства форсажа;

6 - кольцевой пояс;

7 - топливные форсунки;

8 - сопло ЖРДФ;

9 - сопло ЖРД.

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения.

Метановый жидкостный ракетный двигатель с форсажем содержит (фиг. 1) форсуночную головку 1, трубопроводы 2, осуществляющие подачу газифицированных компонентов топлива к камере сгорания 3, сопло с критическим сечением 4, трубопроводы 5, подающие часть газифицированных компонентов топлива к форсажному устройству, состоящему из кольцевого пояса 6 с топливными форсунками 7 и осуществляющему локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла 8. Для сравнения пунктиром показано сопло 9 двигателя без применения устройства форсажа. При использовании двигателя на уровне моря длина сопла должна обеспечить давление на срезе сопла, равное одной атмосфере, а при использовании двигателя в вакууме давление на срезе сопла должно быть равно нулю.

При суммарном секундном расходе топлива 700 кг/с, в том числе метана 156 кг/с и кислорода 546 кг/с, и при скорости истечения газов из сопла 3300 м/с на уровне моря двигатель развивает тягу 231 тс на уровне моря. При отведении 20% топлива к устройству форсажа скорость истечения газов из сопла и тяга двигателя увеличиваются на 10%, при этом тяга двигателя составляет 254 тс. Увеличение тяги на 23 тс не только компенсирует увеличение массы сухого ЖРДФ по сравнению с сухим ЖРД, а также увеличение массы удлиненной обечайки агрегатного отсека ракеты-носителя, в котором установлен удлиненный ЖРДФ, но и позволяет увеличить массу полезной нагрузки ракеты-носителя.

Жидкостный ракетный двигатель с форсажем работает следующим образом. После выполнения продувки двигателя подается команда на включения двигателя, по которой производится раскрутка насосов турбонасосных агрегатов. По достижении насосами заданного давления в магистралях открываются клапаны основных магистралей топлива, после чего горючее поступает в каналы охлаждения критического сечения сопла, камеры сгорания и сопла и далее поступает в газогенератор горючего. Окислитель, в отличие от горючего, сразу поступает в газогенератор окислителя. При этом для работы окислительного газогенератора в него подается небольшое количество горючего, а для работы восстановительного газогенератора в него подается небольшое количество окислителя. После газификации горючего и окислителя в газогенераторах эти компоненты под высоким давлением поступают в камеру сгорания, где они распыляются, перемешиваются и по соответствующей команде поджигаются. С этого момента времени двигатель переходит в рабочий режим. Спустя некоторое время открываются клапаны в магистралях питания устройства форсажа, в результате компоненты топлива поступают к топливным форсункам устройства форсажа, проходя через которые компонента топлива распыляются, перемешиваются и воспламеняются от высокой температуры газов, истекающих из критического сечения сопла. Устройство форсажа выходит на рабочий режим. При выключении двигателя последовательность операций управления обратная приведенной выше. Вначале по команде закрываются клапаны в магистралях питания устройство форсажа, в результате чего оно перестает работать. Затем закрываются клапаны основных магистралей топлива, в результате чего перестает работать камера сгорания.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку жидкостного ракетного двигателя с форсажем, обеспечивающего дальнейшее повышение его экономичности, реализуется за счет применения устройства форсажа, созданного в расширяющейся части сопла за его критическим сечением, состоящего из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, и установленных по периметру кольцевого пояса топливных форсунок, к которым подводится часть газифицированных компонентов горючего и окислителя, осуществляется их воспламенение и горение, благодаря чему повышается температура и скорость истечения газов из сопла двигателя, в результате чего повышается экономичность двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники. Жидкостный ракетный двигатель с форсажем, выполненный по закрытой схеме с полной газификацией компонентов, содержащий два турбонасосных агрегата, каждый их которых содержит насос высокого давления, сидящий на одном валу с газогенератором, так что горючее проходит через восстановительный газогенератор, а окислитель проходит через окислительный газогенератор, камеру сгорания для сжигания газообразных компонентов с использованием топливных форсунок в головке камеры сгорания, сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть, систему охлаждения камеры сгорания и сопла компонентом горючего, систему продувки двигателя перед запуском, систему запуска двигателя, систему управления работой двигателя, при этом двигатель снабжен устройством форсажа, созданным в расширяющейся части сопла за критическим сечением, состоящим из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, установленных по периметру кольцевого пояса топливных форсунок и двух трубопроводов, по которым к топливным форсункам подводится часть газифицированных компонентов горючего и окислителя, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается высокой температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, а для уменьшения давления газов на срезе сопла длина сопла увеличена. Изобретение обеспечивает рост температуры и скорости движения газов в сопле, что приводит к увеличению тяги двигателя и, в итоге, к повышению его экономичности. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель с форсажем, выполненный по закрытой схеме с полной газификацией компонентов, содержащий два турбонасосных агрегата, каждый их которых содержит насос высокого давления, сидящий на одном валу с газогенератором, так что горючее проходит через восстановительный газогенератор, а окислитель проходит через окислительный газогенератор, камеру сгорания для сжигания газообразных компонентов с использованием топливных форсунок в головке камеры сгорания, сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть, систему охлаждения камеры сгорания и сопла компонентом горючего, систему продувки двигателя перед запуском, систему запуска двигателя, систему управления работой двигателя, отличающийся тем, что двигатель снабжен устройством форсажа, созданным в расширяющейся части сопла за критическим сечением, состоящим из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, установленных по периметру кольцевого пояса топливных форсунок и двух трубопроводов, по которым к топливным форсункам подводится часть газифицированных компонентов горючего и окислителя, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается высокой температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, а для уменьшения давления газов на срезе сопла длина сопла увеличена.