Жидкостная ракетная двигательная установка Российский патент 2024 года по МПК F02K9/42 

Настоящее изобретение относится к области ракетной техники, конкретно к устройству жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ).

Известна ЖРДУ [1] (рис. 1.6, стр. 11), включающая: топливные баки с окислителем и горючим; расходные магистрали окислителя и горючего; напорные магистрали окислительного газа и горючего; жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с дожиганием окислительных продуктов газогенерации, состоящий: из тяговой камеры сгорания (КС) и агрегатов системы подачи компонентов топлива в окислительный жидкостный газогенератор и в КС: турбонасосного агрегата (ТНА) с центрально расположенной турбиной окислительного газа и консольно-расположенными насосами окислителя и горючего и окислительного жидкостного газогенератора, которые расположены, как правило, на раме ЖРД или непосредственно на КС, например [1] (рис. 1.13, 1.14, стр. 19 и рис. 1.15, стр. 20). Такой ЖРДУ оснащены все мощные ракеты на жидком топливе отечественного и зарубежного производства. Характерной особенностью таких ракет [2] является то, что они склонны к возникновению продольной колебательной неустойчивости, опасной с точки зрения прочности корпуса ракеты и недопустимой для нормальной работы приборов и экипажа. Устранение продольной колебательной неустойчивости, проявляющейся, как правило, на этапе летных испытаний, требует значительных трудовых, материальных и временных ресурсов. Одной из причин возникновения продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе является спонтанное развитие в расходных топливных магистралях самовозбуждающихся автоколебаний давлений и расходов топлива, обусловленных взаимодействием процессов в расходных магистралях с кавитациоными явлениями в проточных частях насосов. Несмотря на многочисленные исследования этих колебаний, например [3], радикальных способов устранения таких колебаний, а следовательно, и продольной колебательной неустойчивости ракет на жидком топливе, до сих пор не найдено. В настоящее время основной способ устранения продольной колебательной неустойчивости заключается в уменьшении влияния кавитационных автоколебаний давления и расхода в расходных магистралях путем установки на входе насосов массивных газовых демпферов, которые увеличивают массу ЖРДУ, что ведет к такой же по величине потере массы полезного груза. При этом следует учитывать массу расходных магистралей и массу туннельных труб для прокладки расходных магистралей через другие топливные баки. Кроме того, недостатком известной ЖРДУ является то, что все агрегаты систем подачи компонентов топлива в КС расположены на раме КС или непосредственно на КС, что существенно увеличивает массу ЖРД, с помощью которого осуществляется управление ракетой, а следовательно, увеличивается мощность и масса системы управления ракетой. При этом следует иметь в виду то, что расположение массивных агрегатов системы подачи компонентов топлива в кормовой части ракеты снижает ее статическую устойчивость, для обеспечения которой необходима установка стабилизаторов и систем перелива в топливных бака, что также увеличивает массу ракеты.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение является: радикальное устранение потенциальной возможности возникновения продольной колебательной неустойчивости ракет на жидком топливе. При этом решаются и другие задачи, такие как: снижение массы ЖРД; повышение статической устойчивости и эффективности системы управления ракетой; повышение массового совершенства ракеты и снижение стоимости вывода полезной нагрузки на околоземную орбиту.

Данные задачи решаются за счет того, что заявляемая ЖРДУ, включающая: топливные баки с окислителем и горючим; напорные магистрали окислительного газа и горючего; жидкостный ракетный двигатель, с дожиганием продуктов газогенерации, состоящий: из тяговой камеры сгорания и агрегатов системы подачи компонентов топлива в окислительный жидкостный газогенератор и в камеру сгорания: турбонасосного агрегата с центрально расположенной турбиной окислительного газа и консольно-расположенными насосами окислителя и горючего и окислительного жидкостного газогенератора, отличающаяся тем, что агрегаты системы подачи компонентов топлива в окислительный газогенератор и камеру сгорания: турбонасосный агрегат с центрально расположенной турбиной окислительного газа и консольно-расположенными насосами окислителя и горючего и окислительный жидкостный газогенератор расположены в межбаковом пространстве топливных баков окислителя и горючего, между нижним днищем бака окислителя и верхним днищем бака горючего таким образом, что заборное устройство насоса окислителя находится в топливном баке окислителя, а насос окислителя на нижнем днище топливного бака окислителя, а заборное устройство с всасывающим патрубком насоса горючего находится в топливном баке горючего, а насос горючего на верхнем днище топливного бака горючего с подачей компонентов топлива по напорным магистралям в окислительный жидкостный газогенератор и камеру сгорания.

Следует заметить, что заявляемая двигательная установка может отличаться тем, что компоненты топлива подаются в камеру сгорания в жидком виде, а газифицированные продукты после турбины выбрасываются через выхлопной патрубок турбины в атмосферу для создания дополнительной тяги или для управления ракетой.

Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупность признаков, является: радикальное решение проблемы продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе без использования газовых демпферов или других устройств; снижение массы системы подач компонентов топлива в ЖРДУ на величину массы расходных магистралей; Кроме того, размещение агрегатов системы подачи компонентами топлива в межбаковом отсеке топливных баков повышает статическую устойчивость ракеты. При этом снижаются затраты на экспериментальную отработку ЖРДУ, так как появляется возможность автономно отработать КС и систему подачи компонентов топлива в КС и разработать линейку унифицированных ЖРДУ различной мощности и различного назначения.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено:

На фиг. 1 - Схема ЖРДУ с дожиганием окислительного газа в КС 10, работающей по схеме «газ+жидкость»: 2, 4 - пуско-отсечные пневмо-клапаны окислителя и горючего, соответственно; 6 - насос окислителя с заборным устройством; 8 - насос горючего с всасывающим патрубком и заборным устройством; 1, 5-топливные баки с окислителем и горючим, соответственно; 3 - окислительный жидкостный газогенератор; 7 - турбина окислительного газа; 9-напорная магистраль окислительного газа; 10 - КС «газ+жидкость»; 11 - напорная магистраль горючего.

На фиг. 2 - Схема ЖРДУ без дожигания продуктов газогенераци в КС 10, работающей по схеме «жидкость+жидкость»: 2, 4 - пуско-отсечные пневмо-клапаны окислителя и горючего, соответственно; 6 - насос окислителя с заборным устройством; 8-насос горючего с всасывающим патрубком и заборным устройством; 1,5- топливные баки с окислителем и горючим, соответственно; 3 - окислительный жидкостный газогенератор; 7 - турбина окислительного газа; 9 - напорная магистраль окислителя; 10 - КС «жидкость+жидкость»; 11-напорная магистраль горючего; 12-выхлопной патрубок турбины окислительного газа.

Работает ЖРДУ, на самовоспламеняющихся компонентах топлива с дожиганием окислительного газа в КС 10 (фиг. 1), следующим образом. Подается давление на пуско-отсечные пневмо-клапаны 2 и 4, пуско-отсечные пневмо-клапаны открываются и компоненты топлива самотеком под действием гидростатического давления или давления предварительного наддува топливных баков поступают в газогенератор 3 с избытком окислителя, где соприкасаются и воспламеняются. Окислительный газ из газогенератора 3 поступает на турбину 7, и далее по напорной магистрали 9 в КС. Турбина 7 приводит во вращение насосы окислителя 6 и горючего 8, которые под давлением подают окислитель и горючее в газогенератор 3 и горючее по магистрали 11 через рубашку охлаждения в КС. Одновременно окислительный газ после турбины окислительного газа 7 по напорной магистрали 9 поступает в КС 10, где окислительный газ и горючее соприкасаются и воспламеняются, КС и агрегаты системы подачи топлива ЖРДУ выходят на режим. При несамовоспламеняющихся компонентах топлива в газогенераторе и КС устанавливается система зажигания, которая включается одновременно с пуско-отсечными пневмо-клапанами. Для выключения ЖРДУ подается сигнал на пуско-отсечные пневмо-клапаны 2 и 4, пневмо-клапаны закрываются подача компонентов топлива прекращается.

Работа ЖРДУ, на самовоспламеняющихся компонентах топлива без дожигания продуктов газогенерации в КС 10 (фиг. 2), аналогична и отличается только тем, что компоненты топлива подаются в КС 10 в жидком виде, а газифицированные продукты после турбин 7 выбрасываются через выхлопной патрубок турбины 12 в атмосферу для создания дополнительной тяги или для управления ракетой.

Предлагаемая ЖРДУ может быть использована в качестве базового модулям многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования.

Литература.

1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: Учебник/Васильев А.П., Кудрявцев В. М., Кузнецов В.А. и др.; Под ред. В. М. Кудрявцева. - 3-е изд., испр. и доп.М.: Высш. школа, 1983. - 703 с.

2. Балакирев Ю.Г. Решение проблемы продольных колебаний советских жидкостных ракет в полете: достижения и неудачи. Часть 1. Журнал «Космонавтика и ракетостроение» 2014, вып. 6(79), с. 195-191.

3. Дегтярь Б.Г. Кавитация и POGO-неустойчивость [Текст]: Учебное пособие / Б.Г. Дегтярь -Челябинск: Изд. ЮУрГУ, 1997. - 100 с.

Изобретение относится к области ракетной техники. Жидкостная ракетная двигательная установка может быть использована в качестве базового модуля многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования. Установка состоит из топливных баков с окислителем и горючим, напорных магистралей окислительного газа и горючего и жидкостного ракетного двигателя с дожиганием продуктов газогенерации, система подачи компонентов топлива которого располагается в межбаковом пространстве между нижним днищем верхнего топливного бака и верхним днищем нижнего топливного бака, поэтому в установке отсутствуют расходные магистрали окислителя и горючего, что решает проблему продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе без применения специальных демпфирующих устройств. При этом снижается масса и повышается статическая устойчивость ракеты, улучшается массовое совершенство ракеты и снижается стоимость вывода полезной нагрузки на околоземную орбиту. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Жидкостная ракетная двигательная установка, включающая: топливные баки с окислителем и горючим; напорные магистрали окислительного газа и горючего; жидкостный ракетный двигатель с дожиганием продуктов газогенерации, состоящий из тяговой камеры сгорания и агрегатов системы подачи компонентов топлива в окислительный жидкостный газогенератор и в камеру сгорания: турбонасосного агрегата с центрально расположенной турбиной окислительного газа и консольно расположенными насосами окислителя и горючего и окислительного жидкостного газогенератора, отличающаяся тем, что агрегаты системы подачи компонентов топлива в окислительный газогенератор и камеру сгорания: турбонасосный агрегат с центрально расположенной турбиной окислительного газа и консольно расположенными насосами окислителя и горючего и окислительный жидкостный газогенератор расположены в межбаковом пространстве топливных баков окислителя и горючего, между нижним днищем бака окислителя и верхним днищем бака горючего таким образом, что заборное устройство насоса окислителя находится в топливном баке окислителя, а насос окислителя - на нижнем днище топливного бака окислителя, заборное устройство с всасывающим патрубком насоса горючего находится в топливном баке горючего, а насос горючего - на верхнем днище топливного бака горючего с подачей компонентов топлива по напорным магистралям в окислительный жидкостный газогенератор и камеру сгорания.

2. Жидкостная ракетная двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что компоненты топлива подаются в камеру сгорания в жидком виде, а газифицированные продукты после турбины выбрасываются через выхлопной патрубок турбины в атмосферу.