ГЛУБОКО ДРОССЕЛИРОВАННЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2023 года по МПК F02K9/48 B64G1/26 

Область техники

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для возвращаемых ступеней ракет-носителей среднего и сверхтяжелого классов.

В настоящее время разработка перспективных ракетных двигателей для ракет-носителей среднего и сверхтяжелого классов, рассчитанных на десятилетия эксплуатации, должна учитывать тренд на многоразовость их первых ступеней. Игнорирование этого тренда может быть связано с какими-то неэкономическими соображениями, а потому должно всячески осуждаться.

Уровень техники

Известен однокамерный ЖРД Raptor разработки частной компании США SpaceX (ru.wikipedia.org/wiki/Raptor) закрытого типа с полной газификацией компонентов топлива, принимаемый за аналог, предназначенный для установки на обеих степенях двухступенчатой полностью многоразовой ракеты-носителя Starship Super Heavy для пилотируемых полетов на Луну или 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 1,5 т, высота 3,10 м, диаметр 1,3 м.

Управление вектором тяги двигателя обеспечивается его качанием в двух плоскостях. Несомненным достоинством двигателя является возможность глубокого дросселирования тяги с коэффициентом дросселирования, равным 0,2. К недостатку двигателя следует отнести его тягу, недостаточную для ракеты-носителя Starship Super Heavy, поскольку требует оснащения первой ступени 33-я, а второй ступени 6-ю двигателями, что сопряжено с усложнением системы управления этими двигателями.

Известен четырехкамерный ЖРД РД-171МВ (РД-171МВ - Википедия), принимаемый за прототип, разрабатываемый Россией на основе существующего двигателя РД-171 производства СССР. Тяга двигателя РД-171 в вакууме 806 тс. Удельный импульс на уровне моря 311,3 с, а в пустоте 337,8 с. Сухая масса двигателя равна 10,3 т, высота 4,15 м, диаметр 3,565 м. Управление вектором тяги двигателя обеспечивается качанием независимо каждой камеры сгорания в двух плоскостях. Обеспечивается возможность десятикратного пуска двигателя. Двигатель разрабатывается для первых ступеней двухступенчатой ракеты-носителя среднего класса «Союз-5» («Иртыш») и трехступенчатой ракеты-носителя сверхтяжелого класса «Енисей», предназначенной для полетов на Луну или на Марс, первая ступень которой является многоблочной. Очевидным достоинством двигателя является его непревзойденная конкурентами тяга, нужная для создания перспективных ракет-носителей для будущих космических полетов. Вместе с тем существенным недостатком двигателя является недостаточно глубокая степень дросселирования тяги. Минимальный коэффициент дросселирования тяги двигателя, равный 0,4, не позволяет создавать первые ступени ракет-носителей, на которые он устанавливается, многоразовыми, поскольку не обеспечивает их мягкую посадку. Попытки же спасать первые ступени с помощью парашютов выглядят ненадежными. Создавать сегодня перспективные ракеты-носители на десятки лет эксплуатации без возможности спасать их первые ступени представляется в наше время необоснованным.

Раскрытие сущности изобретения

Предлагается глубоко дросселированный ЖРД, включающий не менее двух камер сгорания с трактами регенеративного охлаждения, смесительные головки и сверхзвуковые сопла, содержащий кроме основного структурного контура (ОСК) также дополнительный структурный контур (ДСК), при этом каждый из комплексов выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа по патенту №RU 2520771 С1, содержит турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя, систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, при этом турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, а первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги. Подача компонентов топлива дополнительного контура в камеру сгорания (жидкого горючего после прохождения тракта регенеративного охлаждения и газообразного окислителя из окислительного газогенератора) производится через пояс форсунок, установленных по кольцу на боковой поверхности камеры сгорания под углом к оси камеры.

Основной структурный контур обеспечивает работу двигателя на этапе выведения ракеты-носителя с коэффициентом дросселирования тяги до 0,4. Для обеспечения глубокого дросселирования двигателя на этапе возвращения ступени ракеты-носителя используется дополнительный структурный контур при неработающем основном структурном контуре. При этом глубокое дросселирование тяги двигателя обеспечивается при номинальной тяге дополнительного структурного контура, равной 10% от номинальной тяги двигателя при работе основного структурного контура, а также благодаря возможности дросселирования этой тяги с коэффициентом дросселирования до 0,2. Неизбежное в этом случае снижение удельного импульса двигателя при работе дополнительного структурного контура более предпочтительно, чем создание и размещение на возвращаемой ступени ракеты-носителя дополнительных камер малой тяги.

Задачей изобретения является разработка глубоко дросселированного ЖРД, обеспечивающего мягкую посадку возвращаемых первых степеней ракет-носителей, на которые он устанавливается.

Поставленная задача решается тем, что глубоко дросселированный жидкостный ракетный двигатель, включающий не менее двух камер сгорания с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки, согласно изобретению содержит раздельно работающие основной и дополнительный структурные контуры, при этом основной структурный контур обеспечивает работу двигателя на этапе выведения ракеты-носителя с коэффициентом дросселирования тяги до 0,4.

Подача компонентов топлива в камеры сгорания при работе дополнительного структурного комплекса производится через пояса форсунок, установленных по кольцу на боковых поверхностях камер сгорания под углом к осям камер.

Возвращение первой ступени ракеты-носителя обеспечивается работой дополнительного структурного контура, при этом глубокое дросселирование тяги двигателя обеспечивается при номинальной тяге, равной 10% от номинальной тяги двигателя, создаваемой основным структурным контуром, а также благодаря возможности дросселирования тяги с коэффициентом дросселирования до 0,2.

Раздельная работа основного и дополнительного структурных контуров обеспечивается взаимной работой их пускоотсечных клапанов, установленных в трубопроводах в местах их подхода к камерам.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

На чертеже (фиг. 1) приведена упрощенная структурная схема глубоко дросселированного двухкамерного ЖРД сверхбольшой тяги с дожиганием генераторного газа с избытком окислителя в камерах двигателя.

На этом чертеже:

1 - камеры;

2 - трубопровод ОСК подвода горючего для регенеративного охлаждения камер;

3 - трубопровод ДСК подвода горючего для регенеративного охлаждения камер;

4 -пояс форсунок;

5 - смесительная головка;

6 - трубопровод ОСК подвода окислительного газа к смесительным головкам;

7 - трубопровод ДСК подвода окислительного газа к смесительным головкам;

8 - основной структурный контур;

9 - дополнительный структурный контур;

10 - канал передачи команд управления;

11 - канал передачи информация обратной связи;

12 - магистраль питания двигателя жидким окислителем;

13 - магистраль питания двигателя жидким горючим.

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения.

Глубоко дросселированный ЖРД содержит (фиг. 1) камеры 1, трубопровод 2 подвода горючего от ОСК для регенеративного охлаждения камер, трубопровод 3 подвода горючего от ДСК для регенеративного охлаждения камер, пояс форсунок 4, смесительные головки 5, трубопроводы ОСК 6 и ДСК 7 подвода окислительного газа к смесительным головкам, основной структурный контур 8, дополнительный структурный контур 9, канал передачи команд управления 10, канал передачи информации обратной связи 11, магистраль питания двигателя жидким окислителем 12, магистраль питания двигателя жидким горючим, пускоотсечные клапаны, обеспечивающие раздельную работу основного и дополнительного структурных контуров (на фиг. 1 не показано), установленные в трубопроводах в местах их подхода к камерам, а также тракты регенеративного охлаждения камер основного и дополнительного структурных контуров (на фиг. 1 не показано).

При установке двигателя на ракету-носитель типа «Союз-5» с возвращаемой первой ступенью сухой массой 30 т и запасом топлива 10 т на этапе возвращения ступени он развивает номинальную тягу 80 тс, что при дросселировании до тяги 16 тс обеспечивается мягкая посадка ступени.

Глубоко дросселированный жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом. На этапе выведения ракеты-носителя, на которую он устанавливается, к камерам подключен основной структурный контур. На этапе возвращения ступени пускоотсечные клапаны обеспечивают подключение к камерам сгорания дополнительного структурного контура, что обеспечивает создание меньшей тяги. В такой конфигурации двигатель включается трижды. Первое включение производится после отделения первой ступени и ее разворота. При этом импульс скорости выдается для возврата ступени к точке старта. Второе включение производится перед вхождением ступени в плотные слои атмосферы с целью уменьшения ее продольной скорости. Наконец, третье включение обеспечивает мягкую посадку ступени.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку глубоко дросселированного жидкостного ракетного двигателя, обеспечивающего возможность возвращения первой ступени ракеты-носителя, на которую он устанавливается, реализуется за счет установки в камерах сгорания пояса форсунок, размещенных по кольцу на боковой поверхности камер под углом к осям камер, введения в структуру двигателя дополнительного структурного контура, обеспечивающего работу двигателя на компонентах топлива, подаваемого к поясу форсунок, которые создают меньшую тягу, а также введения пускоотсечных клапанов, установленных в трубопроводах в местах их подхода к камерам и обеспечивающих раздельную работу основного и дополнительного структурных комплексов.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Глубоко дросселированный жидкостный ракетный двигатель, включающий не менее двух камер сгорания с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки, согласно изобретению, содержит раздельно работающие основной и дополнительный структурные контуры, при этом основной структурный контур обеспечивает работу двигателя на этапе выведения ракеты-носителя с коэффициентом дросселирования тяги до 0,4. Подача компонентов топлива в камеры сгорания при работе дополнительного структурного контура производится через пояса форсунок, установленных по кольцу на боковых поверхностях камер сгорания под углом к осям камер. Возвращение первой ступени ракеты-носителя обеспечивается работой дополнительного структурного контура, при этом глубокое дросселирование тяги двигателя обеспечивается при номинальной тяге, равной 10% от номинальной тяги двигателя, создаваемой основным структурным контуром, а также благодаря возможности дросселирования тяги с коэффициентом дросселирования до 0,2. Раздельная работа основного и дополнительного структурных контуров обеспечивается взаимной работой их пускоотсечных клапанов, установленных в трубопроводах в местах их подхода к камерам. Изобретение обеспечивает мягкую посадку возвращаемых первых ступеней ракет-носителей. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Глубоко дросселированный жидкостный ракетный двигатель, включающий не менее двух камер сгорания с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки, отличающийся тем, что содержит раздельно работающие основной и дополнительный структурные контуры, при этом основной структурный контур обеспечивает работу двигателя на этапе выведения ракеты-носителя с коэффициентом дросселирования тяги до 0,4.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что подача компонентов топлива в камеры сгорания при работе дополнительного структурного контура производится через пояса форсунок, установленных по кольцу на боковых поверхностях камер сгорания под углом к осям камер.

3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что возвращение первой ступени ракеты-носителя обеспечивается работой дополнительного структурного контура, при этом глубокое дросселирование тяги двигателя обеспечивается при номинальной тяге, равной 10% от номинальной тяги двигателя, создаваемой основным структурным контуром, а также благодаря возможности дросселирования тяги с коэффициентом дросселирования до 0,2.

4. Двигатель по п. 3, отличающийся тем, что раздельная работа основного и дополнительного структурных контуров обеспечивается взаимной работой их пускоотсечных клапанов, установленных в трубопроводах в местах их подхода к камерам.