Комбинированная двигательная установка воздушно-космического самолета Советский патент 1992 года по МПК F02K7/16 

Изобретение относится к комбинированным двигателям воздушно-космических самолетов (В КС) и может быть использовано в проектах ВКС, для которых важнейшим параметром эффективности является величина относительной доли полезной нагрузки (отношение величины массы полезной нагрузки к суммарной стартовой массе).

Известна комбинированная двигательная установка (КДУ), содержащая турбоком- прессорный контур, прямоточный контур и жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД), использующие при работе бортовой запас кислорода. Таким образом устроена, например, КДУ разрабатываемого в Германии ВКС Зенгер П.

Недостатком такой КДУ является низкое значение доли выводимой на околоземную орбиту полезной нагрузки в величине суммарной стартовой массы ( 5Пн 0,97% для варианта с возвращаемой второй ступенью).

Известна КДУ ВКС, содержащая турбо- компрессорный контур, включающий компрессор, турбину, прямоточный контур, жидкостно-ракетные двигатели, баки жидкого кислорода и водорода, систему глубокого охлаждения и разделения воздуха с накоплением жидкого кислорода, содержащую ректификатор, выход из которого по жидкому кислороду подключен к баку жидкого кислорода, установленные перед ректификатором газовоздушный теплообменник и водородно- воздушный теплообменник, выход из которого по водороду подключен к системе топливоподачи прямоточного контура. Такое техническое решение позволяет значительно уменьшить стартовую массу ВКС за счет отсутствия бортового запаса кислорода.

Недостатком прототипа является отсутствие интеграции составляющих КДУ с системой охлаждения и разделения воздуха, неиспользование турбокомпрессорного двигателя на этапе накопления кислорода, следствием чего являются неудовлетворительные габаритно-массовые характеристики системы охлаждения и разделения воздуха и сильная отрицательная составляющая тяги, создаваемая этой системой (до 50% тяги прямоточного контура), обусловленная превышением входного импульса воздуха над импульсом выходящего из системы азота. Кроме того, ректификатор предполагается выполнять в виде ректификационной колонны, имеющей при заявленных значениях расхода воздуха неприемлемые размеры и массу. В конечном счете это приводит к уменьшению доли полезной нагрузки в

величине стартовой массы за счет снижения эффективности КДУ.

Целью изобретения является повышение эффективности установки.

Указанная цель достигается тем, что в

известной КДУ ВКС, содержащей турбоком- прессорный контур, включающий компрессор, турбину, прямоточный контур, жидкостно-ракетные двигатели, баки жидкого кислорода и водорода, систему глубокого охлаждения и разделения воздуха с накоплением жидкого кислорода, содержащую ректификатор, выход из которого по жидкому кислороду подключен к баку жидкого кислорода, установленные перед ректификатором газовоздушный теплообменник и водородно-воздушный теплообменник, выход из которого по водороду подключен к системе топливоподачи прямоточного контура, выход из компрессора подключен к системе глубокого охлаждения и разделения воздуха, выход из ректификатора по газообразному остаточному продукту, обедненному кислородом, соединен через

газовоздушный теплообменник с камерой сгорания турбокомпрессорного контура, выход по водороду водородно-воздушного теплообменника дополнительно подключен к камере сгорания турбокомпрессорного

контура.

Установка может быть снабжена дополнительным компрессором, установленным на выходе из ректификатора по остаточному продукту.

Ректификатор может быть выполнен в виде пакета вихревых труб.

На входе в компрессор турбокомпрессорного контура установлен дополнительный теплообменник. Кроме того, выход из

ректификатора по газообразному остаточному продукту, обедненному кислородом, может быть дополнительно подключен к камере сгорания прямоточного контура.

На фиг.1 показаны вариант КДУ, в которой турбокомпрессорный двигатель выполнен в виде ТРД; на фиг.2 приведен пример выполнения турбокомпрессорного двигателя по схеме пароводородного РТД; на фиг.З и 4 показан возможный вариант ректификатора; на фиг.5 и 6 - вихревые трубы.

Комбинированная двигательная установка ВКС содержит (фиг.1) турбокомпрессорный контур 1, включающий компрессор 2, турбину 3, камеру сгорания 4, прямоточный контур 5 с камерой сгорания 6 и жидко- стно-ракетный двигатель 7. Выход компрессора 2 соединен с системой глубокого охлаждения и разделения воздуха 8, содержащей газовоздушный 9 и водородновоздушный 10 теплообменники, ректификатор 11, имеющий выходы по жидкому кислороду 12, соединенный с баком жидкого кислорода 13, и газообразному остаточному продукту 14. Между компрессором 2 и камерой сгорания 4, между компрессором 2 и системой 9 установлены устройства перекрытия расхода воздуха 15 (не обязательно герметичные), которые могут быть выполнены в виде набора поворотных лопаток. Подача водорода в камеры сгорания 4 и 6 производится насосом 16 из бака жидкого водорода 17. Подача водорода в жидкостно- ракетный двигатель 7 осуществляется из бака 18 насосом 19, кислорода - из бака 13 насосом 20. На магистрали водорода установлен регулятор 21, а на магистрали газообразного остаточного продукта регуляторы 22. При использовании рассматриваемой КДУ на двухступенчатом ВКС кислородная система должна содержать разъемный клапан 23. Перед компрессором 2 может быть установлен дополнительныйтеплообменник24. На выходе по газообразному остаточному продукту 14 ректификатора 11 может быть установлен дополнительный компрессор 25.

На фиг.2 показан пример использования в качестве турбокомпрессорного двигателя пароводородного РТД. В этом случае камера сгорания 4 расположена за турбиной 3. Показано также возможное устройство проточного охлаждения 26 камеры сгорания 4. Остальные элементы фиг.1 и фиг.2 совпадают.

Комбинированная двигательная установка работает следующим образом. При старте и разгоне ВКС для создания тяги используется турбокомпрессорный контур 1. Устройство перекрытия расхода воздуха 15, установленное между компрессором 2 и камерой сгорания 4 открыто, устройство 15 между компрессором 2 и системой глубокого охлаждения и разделения воздуха 8 закрыто и система 8 не функционирует. При достижении режима, при котором целесообразна работа прямоточного контура 5 или при достижении скорости возможного крейсерского участка полета, прямой доступ воздуха от компрессора 2 в камеру сгорания 4 перекрывается, одновременно открывается доступ воздуха из-за компрессора 2 в систему глубокого охлаждения и разделения воздуха 8. Охлаждаясь в водородно-воздушном 10 и газовоздушном 9 теплообменниках до линии насыщения, воздух попадает в ректификатор 11, где разделяется на жидкий кислород, поступающий через выход 12 в бак жидкого кислорода 13, и обедненный кислородом воздух, который через выход по газообразному остаточному продукту 14 и газовоздушный теплообменник 9 поступает

в камеру сгорания 4 или в камеру сгорания 6;или в обе камеры сгорания в зависимости от настройки регуляторов 22. В камере сгорания 4 турбокомпрессорного контура 1

обедненный кислородом воздух сгорает с поступающим из бака 17 через насос 16 и водородно-воздушный теплообменник 10 и дополнительный теплообменник 24 водородом. Энергия продуктов сгорания использу0 ется для создания тяги турбокомпрессорного контура 1, выполненного по схеме РТДп (фиг.2)и для привода турбины 3 и создания тяги при использовании схемы ТРД (фиг.1). Основная тяга КДУ на этапе накопления 6

5 которого реагируют воздух, поступающий в прямоточный контур через воздухозаборник, водород и обедненный кислородом воз- дух.

Для повышения тяги турбокомпрессор0 ного контура 1 путем компенсации потерь давления в системе 8 и создания более близких по параметрам режимов работы турбины 3 на этапе разгона ВКС и на этапе накопления кислорода в КДУ может исполь5 зоваться дополнительный компрессор 25.

По окончании этапа накопления кислорода осуществляется запуск ЖРД 7, имею- щего автономную систему питания, включающую водородный бак 18 и насос 19

0 и кислородный бак 13 и насос 20. Работа турбокомпрессорного и прямоточного контуров прекращается. При использовании КДУ на двухступенчатом ВКС производится разъем кислородной системы по разъемно5 му клапану 23.

Ректификатор 11 может быть выполнен в виде пакета вихревых труб, схема которого показана на фиг.З и 4. В этом случае ректификатор 11 вихревые трубы 27, имею0 щие входные карманы 28 и установленные в корпусе 29, коллекторы сбора жидкого кислорода 30 и газообразного остаточного продукта 31. В состав ректификатора 11 может входить также водородно-кислородный теп5 лообменник-конденсатор 32 для обеспечения фазовой стабильности кислорода. Аналогичный теплообменник-конденсатор при наличии необходимого хладоресурса может использоваться для конденсации га0 зообразного остаточного продукта.

Пример конструктивного исполнения отдельной вихревой трубы 27 показан на фиг.5 и 6.

При работе системы глубокого охлаж5 дения и разделения воздуха 8 воздух в состоянии насыщения поступает из теплообменника 9 на вход в ректификатор 11, который спрофилирован из условия равномерной раздачи двухфазной по вихревым трубам 27. Попадая во входные карманы 28,

воздух приобретает вращательное направление, за счет которого в вихревой трубе реализуется низкотемпературное разделение воздуха. Жидкий кислород с возможными газовыми включениями поступает в коллектор жидкого кислорода 30, откуда в водородно-кислородный теплообменник- конденсатор 32, где происходит стабилизация жидкой фазы и далее на выход ректификатора по жидкому кислороду 12. Газообразный остаточный продукт - обедненный кислородом воздух собирается в коллекторе 31 и поступает на выход ректификатора по газообразному остаточному продукту 14.

Основой положительного эффекта при использовании предлагаемой КДУ ВКС является использование турбокомпрессорно- го двигателя, создающего тягу на этапе разгона ВКС, в качестве активного элемента системы разделения на этапе накопления кислорода. Турбокомпрессорный двигатель повышает давление в цикле разделения (уменьшаются все теплообменные поверхности и проходные сечения, повышается качество разделения) и компенсирует отрицательную тягу, возникающую при торможении воздуха и отборе кислорода.

Предлагаемая КДУ ВКС может быть использована как для одноступенчатых, так и для двухступенчатых ВКС. При этом использование накопления в сценарии с продолжительным участком крейсерского полета дает возможность оптимизации всех элементов системы разделения на одном режиме.

Уменьшение стартовой массы аппарата за счет отсутствия бортового запаса кислорода позволяет при той же тя го вооруженности уменьшить тягу и соответственно массу двигателей, крыльев, шасси и других элементов. Сокращается также потребное количество водорода для разгона ВКС.

Формула изобретения

1. Комбинированная двигательная установка воздушно-космического самолета, содержащая турбокомпрессорный контур, включающий компрессор, турбину, прямоточный контур, жидкостно-ракетные двигатели, баки жидкого кислорода и водорода,

систему глубокого охлаждения и разделения воздуха с накоплением жидкого кислорода, содержащую ректификатор, выход из которого по жидкому кислороду подключен к баку жидкого кислорода, установленные

перед ректификатором газовоздушный теплообменник и водородно-воздушный теплообменник, выход из которого по водороду подключен к системе топливоподачи прямоточного контура, отличающаяся тем,

что, с целью повышения эффективности установки при выполнении турбокомпрессор- ного и прямоточного контуров с камерами сгорания, выход из компрессора подключен к системе глубокого охлаждения и разделения воздуха, выход из ректификатора по газообразному остаточному продукту, обедненному кислородом, сообщен через газовоздушный теплообменник с камерой сгорания турбокомпрессорного контура,

выход по водороду водородно-воздушного теплообменника дополнительно подключен к камере сгорания турбокомпрессорного контура.

2.Установка по п.1,отличающаяся тем, что она снабжена дополнительным компрессором, установленным на выходе из ректификатора по остаточному продукту.

3.Установка по пп.1 и2,отличаю- щ а я с я тем, что ректификатор выполнен в

виде пакета вихревых труб.

4.Установка по пп,1-3, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительным теплообменником, установленным на входе в компрессор турбокомпрессорного

контура.

5.Установка по пп.1-4, отличающаяся тем, что выход из ректификатора по газообразному остаточному продукту, обедненному кислородом, дополнительно подключей к камере сгорания прямоточного контура..

Использование: авиационно-космическое двигателестроение. Сущность изобретения: комбинированная двигательная установка включает в себя турбокомпрес- сорный контур 1,прямоточный контур 5, 18 жидкостно-ракетный двигатель (ЖРД), систему глубокого охлаждения и разделения воздуха с накоплением кислорода для последующей работы ЖРД.t Повышение эффективности КДУ достигаемся за счет того, что продуктами разделения воздуха в ректификаторе 11 являются кислород и обеднен- ный кислородом воздух, который используется по крайней мере в одной из камер сгорания для создания дополнительной тяги и (или) для привода компрессора 2 турбокомпрессорного контура 1. Турбоком- прессорный контур 1 на этапе накопления кислорода становится активным элементом системы разделения воздуха. Это позволяет повысить концентрацию получаемого кислорода, существенно снизить массу системы разделения и получить дополнительную тягу. 4 з.п. ф-лы, 6 ил. сл С vj о со sl со ю

Фиг. 2.

Ф

ВОЗДУХ из

ЕПЛООБМЕННИКА 9 Г- -Д 27

jA N2r+02r

32 Д

Z .r i . ч ; г:/ /

fljIUl.lji.iy о / / Xе .

Фиг. 3. Д-Д

О--О О . Фиг. 5.

Редактор

Фиг. 6.

Составитель В. Балепин

Техред М.МоргенталКорректор С. Пекарь

jA N2r+02r

32 Д

/ /

/ / .

Нг из БАКА {7

В ТЕПЛООБМЕННИК 6