СПОСОБ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ФОРСАЖЕМ Российский патент 2024 года по МПК F02K9/82 

Область техники

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

Уровень техники

Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) производства СССР РД-180 (РД-180-Википедия) закрытого цикла с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины, работающий на компонентах жидкий кислород и керосин, содержащий 2 камеры сгорания с управлением вектором тяги благодаря качанию каждой камеры в двух плоскостях, газогенератор и одновальный турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, двухступенчатого насоса горючего и одноступенчатого насоса окислителя. Удельный импульс двигателя на уровне моря 311,9 с, в вакууме - 338,4 с. Давление в камерах сгорания 26,7 МПа, степень расширения газа 36,87. Сухая масса двигателя равна 5330 кг, высота 3580 мм, диаметр 3200 мм. Способ его работы основан на постоянном во времени расходовании массы компонентов топлива. Еще и сегодня этот двигатель поражает специалистов своими высокими характеристиками. Вместе с тем все ракетные двигатели, установленные на первых ступенях ракет-носителей с фиксированными и ограниченными габаритами сопел их камер сгорания, в процессе полета при подъеме на высоту теряют в удельном импульсе, и в данном случае двигатель РД-180 теряет 26,5 с вследствие невозможности исключить возможность перерасширения струи продуктов сгорания при подъеме на высоту при фиксированных размерах расширяющейся части сопла.

Известен ЖРД Raptor разработки частной компании США SpaceX (ru.wikipedia.org/wiki/Raptor) закрытого типа с полной газификацией компонентов, 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 35 МПа, 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 метановый 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. В процессе полета при подъеме на высоту двигатель также теряет в удельном импульсе 45 с. Поэтому для использования на второй ступени ракеты-носителя применяется версия вакуумного двигателя.

Известен проект ЖРД с выдвижным соплом (Патент №2612691, RU), принимаемый за аналог, содержащий камеру с соплом из двух частей. Одна часть смонтирована неподвижно с камерой сгорания, снабжена механизмом выдвижения в виде привода, исполнительного механизма и узлов направления и фиксации в конечном положении. Вторая часть выполнена, в свою очередь, из двух с возможностью перемещения вдоль оси двигателя кинематически связанных отдельных частей, одна из которых связана с помощью механизма выдвижения, направления и фиксации со смонтированной неподвижно частью сопла. Проект отличается тем, что по цилиндрическому контуру на периферии неподвижной обечайки сопла выполнены профильные многозаходные винтовые направляющие, по одинаковым по окружности равноотстоящим друг от друга и продольной оси двигателя винтовым траекториям. При этом на корпусе выдвижной максимального диаметра части сопла с возможностью вращения и с осевой фиксацией установлена кольцевая обечайка, снабженная двумя группами направленных к продольной оси сопла и в другую от нее сторону цапф со сферическими подшипниками: одной - взаимодействующей своими подшипниками с внутренними профилями винтовых направляющих, и второй группой цапф, снабженной сферическими подшипниками через шатуны, с группой цапф, размещенной с внешней части сопла максимального диаметра. Достоинством проекта с выдвигаемым сопловым насадком является возможность исключить потери удельного импульса камеры сгорания при подъеме на высоту и за счет этого заметно увеличить массу полезной нагрузки ракеты-носителя. Его недостатком является сложность механизма выдвижения, которое должно осуществляться на работающем двигателе, что снижает надежность ЖРД в целом.

Известен также проект ЖРД с форсажем (ЖРДФ) (Патент №2789943, RU), принимаемый за прототип, 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. При этом горючее проходит через восстановительный газогенератор, а окислитель проходит через окислительный газогенератор. Важнейшим элементом является камера сгорания для сжигания газообразных компонентов с использованием топливных форсунок в головке камеры сгорания, переходящая в сопло и далее после критического сечения в расширяющуюся часть. Проект содержит систему охлаждения камеры сгорания и сопла компонентом горючего, систему продувки двигателя перед запуском, систему запуска двигателя, систему управления работой двигателя. Проект отличается тем, что двигатель снабжен устройством форсажа, созданным в расширяющейся части сопла за критическим сечением. Устройство форсажа состоит 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. Для уменьшения давления газов на срезе сопла длина сопла увеличена. Достоинство проекта состоит в том, что его реализация позволила бы увеличить массу полезной нагрузки ракеты-носителя за счет увеличения тяги камеры сгорания, перекрывающей потерю удельного импульса при подъеме на высоту. Недостаток проекта состоит в том, что он не содержит описания способа работы ЖРДФ, который может обеспечить рост удельного импульса двигателя при подъеме на высоту для улучшения экономичности двигателя.

Таким образом, известное техническое решение для компенсации потери удельного импульса при подъеме на высоту для ЖРД, камера сгорания которого снабжена выдвижным сопловым насадком, не обеспечивают необходимую надежность этого ЖРД в целом, а в проекте ЖРДФ отсутствует описание способа его работы, который может реализовать рост удельного импульса двигателя при подъеме на высоту для улучшения экономичности двигателя.

Раскрытие сущности изобретения

Жидкостный ракетный двигатель с форсажем, работающий на топливной паре керосин плюс жидкий кислород и имеющий закрытый цикл с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины, содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, который состоит из турбины, двухступенчатого насоса горючего и одноступенчатого насоса окислителя. Каждый из этих насосов является насосом высокого давления и установлен на одном валу с турбиной. ЖРДФ содержит систему продувки двигателя перед запуском, систему запуска двигателя, систему управления работой двигателя, камеру сгорания с установленными в ее голове топливными форсунками для сжигания компонентов топлива. Важнейшим элементом двигателя является сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть. Охлаждение камеры сгорания осуществляется жидким керосином. В расширяющейся части сопла за критическим сечением установлено устройство форсажа, состоящее из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, установленных по периметру кольцевого пояса топливных форсунок и двух трубопроводов подвода части компонентов горючего и окислителя к топливным форсункам. Для уменьшения давления газов на срезе сопла до атмосферного давления размеры сопла по длине и диаметру увеличены. Способ работы ЖРДФ включает запуск турбонасосного агрегата для подачи компонентов топлива под давлением к форсункам, установленным в головке камеры сгорания, распыление, перемешивание, поджог компонентов топлива, выход камеры сгорания на режим устойчивого горения компонентов топлива. Далее открываются клапаны в магистралях питания устройства форсажа для подачи компонентов топлива под давлением к его топливным форсункам. Воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается температурой истекающих из критической части сопла газов. В результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа. При этом устройство форсажа работает в режиме расхода постоянной массы компонентов топлива, что приводит к постоянно увеличивающейся величине удельного импульса до момента выключения камеры сгорания. При этом при подъеме на высоту происходит перерасширение газового потока. Для повышения экономичности ЖРДФ и недопущения перерасширения газового потока при подъеме на высоту устройство форсажа работает в режиме удержания увеличенной постоянной величины удельного импульса за счет дросселирования в магистралях подачи компонентов топлива для непрерывного уменьшения секундного расхода через форсунки пропорционально степени уменьшения атмосферного давления до момента выключения камеры сгорания.

Задачей этого изобретения является разработка способа работы ЖРДФ, обеспечивающего повышение величины удельного импульса двигателя с целью повышения его экономичности.

Способ работы жидкостного ракетного двигателя с форсажем, работающего на топливной паре керосин плюс жидкий кислород и имеющего закрытый цикл с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины, содержащего газогенератор, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, двухступенчатого насоса горючего и одноступенчатого насоса окислителя, каждый их которых является насосом высокого давления, установленным на одном валу с турбиной, системы продувки двигателя перед запуском, системы запуска двигателя, системы управления работой двигателя, камеры сгорания с установленными в ее голове топливными форсунками для сжигания компонентов топлива, сопла, переходящего после критического сечения в расширяющуюся часть, системы охлаждения камеры сгорания и сопла жидким компонентом горючего, устройства форсажа, установленного в расширяющейся части сопла за критическим сечением, состоящего 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 компонентов горючего и окислителя, а для уменьшения давления газов на срезе сопла до атмосферного давления размеры сопла по длине и диаметру увеличены, последовательного запуска турбонасосного агрегата для подачи компонентов топлива под давлением к форсункам, установленным в головке камеры сгорания, распыления, перемешивания, поджога компонентов топлива, выхода камеры сгорания на режим устойчивого горения компонентов топлива, согласно изобретению после выхода камеры сгорания на режим устойчивого горения осуществляется открытие клапанов в магистралях питания устройства форсажа для подачи компонентов топлива под давлением к его топливным форсункам, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, при этом устройство форсажа работает в режиме расхода постоянной массы компонентов топлива, что приводит к постоянно увеличивающейся величине удельного импульса до момента выключения камеры сгорания, либо работает в экономичном режиме удержания увеличенной постоянной величины удельного импульса за счет дросселирования в магистралях подачи компонентов топлива для непрерывного уменьшения секундного расхода через форсунки пропорционально степени уменьшения атмосферного давления до момента выключения камеры сгорания.

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 компонентов

топлива к форсуночной головке;

3 - камера сгорания;

4 - критическое сечение сопла;

5 - трубопроводы подвода 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.

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 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.

В двигателе при суммарном секундном расходе топлива 625,5 кг/с, в том числе керосина 168,1 кг/с и кислорода 457,4 кг/с, и при удельном импульсе на уровне моря 311,9 с двигатель развивает тягу 195,1 тс на уровне моря. Степень расширения газов в сопле 36,87. Диаметр в критическом сечении сопла равен 235,5 мм. Длина сопла от критического сечения до среза сопла принята равной 1,78 м. Диаметр сопла в плоскости среза равен 1,43 м. При увеличении производительности газогенератора и турбонасосного агрегата на 20%, дополнительные 125,1 кг топлива подводятся к форсункам устройства форсажа. Произведен газодинамический расчет параметров потока продуктов сгорания по сечениям камеры сгорания и сопла. Результаты расчета приведены в таблице.

В таблице использованы следующие сечения: «кс» - камера сгорания (перед входом в сопло), «кр» - критическое сечение сопла, «сс» - срез сопла, «уф» - устройство форсажа. Сечение устройства форсажа удалено на 300 мм от критического сечения сопла. При расчетах использован коэффициент адиабаты, равный 1,15.

По результатам расчетов, степень расширения газов в сопле от устройства форсажа до среза сопла равна 32,76. Диаметр сечения сопла на его срезе равен 3,32 м, что указывает на то, что ЖРДФ представляет собой вакуумный вариант исходного ЖРД. Из таблицы видно, что скорость истечения газов из сопла, а, следовательно, и удельный импульс увеличиваются на 10%. При этом при секундном расходе массы 750,6 кг/с тяга двигателя ЖРДФ составляет 257,5 тс. При увеличении секундного расхода массы через форсунки в головке камеры сгорания ЖРД его тяга будет равняться 234,1 тс. Увеличение тяги двигателя ЖРДФ на 23,4 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.

По второму способу работы ЖРДФ для повышения его экономичности устройство форсажа использует эффект возрастания удельного импульса при подъеме на высоту. Для этого за счет дросселирования в магистралях подачи компонентов топлива к форсункам устройства форсажа непрерывно уменьшается секундный расход компонентов топлива пропорционально степени уменьшения атмосферного давления. По этому способу в каждый момент времени работы двигателя уменьшение секундного расхода компонентов топлива, приводящее к уменьшению удельного импульса, компенсируется приращением удельного импульса за счет снижения атмосферного давления при подъеме на высоту. В результате удельный импульс остается постоянным, а экономичность двигателя возрастает за счет непрерывного уменьшения секундного расхода компонентов топлива через форсунки устройства форсажа.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку способа работы жидкостного ракетного двигателя с форсажем, реализуется за счет постоянного во времени расхода компонентов топлива через форсунки устройства форсажа, либо за счет непрерывно уменьшающегося расхода компонентов топлива через форсунки устройства форсажа, пропорционального уменьшающемуся атмосферному давлению при подъеме на высоту, в результате чего повышается экономичность двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники. Способ работы жидкостного ракетного двигателя с форсажем после выхода камеры сгорания на режим устойчивого горения осуществляется открытием клапанов в магистралях питания устройства форсажа для подачи компонентов топлива под давлением к его топливным форсункам, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, при этом устройство форсажа работает в режиме расхода постоянной массы компонентов топлива, что приводит к постоянно увеличивающейся величине удельного импульса до момента выключения камеры сгорания, либо работает в экономичном режиме удержания увеличенной постоянной величины удельного импульса за счет дросселирования в магистралях подачи компонентов топлива для непрерывного уменьшения секундного расхода через форсунки пропорционально степени уменьшения атмосферного давления до момента выключения камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса двигателя. 1 ил.

Способ работы жидкостного ракетного двигателя с форсажем, работающего на топливной паре керосин плюс жидкий кислород и имеющего закрытый цикл с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины, содержащего газогенератор, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, двухступенчатого насоса горючего и одноступенчатого насоса окислителя, каждый их которых является насосом высокого давления, установленным на одном валу с турбиной, системы продувки двигателя перед запуском, системы запуска двигателя, системы управления работой двигателя, камеры сгорания с установленными в ее голове топливными форсунками для сжигания компонентов топлива, сопла, переходящего после критического сечения в расширяющуюся часть, системы охлаждения камеры сгорания и сопла жидким компонентом горючего, устройства форсажа, установленного в расширяющейся части сопла за критическим сечением, состоящего 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 компонентов горючего и окислителя, а для уменьшения давления газов на срезе сопла до атмосферного давления размеры сопла по длине и диаметру увеличены, состоящий из последовательного запуска турбонасосного агрегата для подачи компонентов топлива под давлением к форсункам, установленным в головке камеры сгорания, распыления, перемешивания, поджога компонентов топлива, выхода камеры сгорания на режим устойчивого горения компонентов топлива, отличающийся тем, что после выхода камеры сгорания на режим устойчивого горения осуществляется открытие клапанов в магистралях питания устройства форсажа для подачи компонентов топлива под давлением к его топливным форсункам, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, при этом устройство форсажа работает в режиме расхода постоянной массы компонентов топлива, что приводит к постоянно увеличивающейся величине удельного импульса до момента выключения камеры сгорания, либо работает в экономичном режиме удержания увеличенной постоянной величины удельного импульса за счет дросселирования в магистралях подачи компонентов топлива для непрерывного уменьшения секундного расхода через форсунки пропорционально степени уменьшения атмосферного давления до момента выключения камеры сгорания.