Патент на изобретение №2273754

(54) ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТОПЛИВЕ, СОДЕРЖАЩЕМ ГЕЛИЕВУЮ ДОБАВКУ

(57) Реферат:

Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, использующим гелий в качестве охладителя корпуса камеры двигателя. Жидкостный ракетный двигатель включает камеру двигателя, состоящую из камеры сгорания, и сопло, имеющие каналы регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, включающий центробежные насосы окислителя, горючего и гелия, газогенератор нейтрального газа, питаемый от насосов окислителя и горючего, а выход из насоса гелия соединен с регенеративным трактом охлаждения камеры сгорания, выход из которого соединен с указанным газогенератором, причем выход из газогенератора соединен с турбиной турбонасосного агрегата, выход из которой соединен с магистралью подвода окислителя в смесительную головку камеры сгорания. Кроме того, охлаждение сопла камеры осуществляется горючим, которое, пройдя каналы регенеративного охлаждения, поступает в смесительную головку. Камера сгорания камеры двигателя и газогенератор работают при стехиометрическом соотношении компонентов топлива. Введение гелиевой добавки в продукты сгорания основных компонентов топлива в газогенератор нейтрального газа и далее в камеру сгорания камеры двигателя позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя на ˜ 20 с, а с учетом отказа от завесного охлаждения до ˜ 30 с и более. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Область техники

Изобретение относится к области машиностроения, конкретно к конструированию жидкостных ракетных двигателей.

Наиболее важным показателем совершенства жидкостных ракетных двигателей является величина удельного импульса тяги, зависящая прежде всего от энергетических возможностей используемого топлива, проявляющихся, в частности, в температуре его горения. Вместе с тем известно, что удельный импульс тяги существенно зависит также от значения молекулярной массы истекающих продуктов горения.

Предшествующий уровень техники.

В последние годы развитие кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей идет по пути использования замкнутой схемы с дожиганием турбогаза в камере двигателя (см., например, книгу: Козлов А.А. и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988, стр. 115-125). Здесь турбина турбонасосного агрегата, питаемая рабочим газом из газогенератора, приводит в действие насосы, которые подают компоненты топлива в газогенератор и камеру сгорания, причем рабочий газ из газогенератора после срабатывания на турбине турбонасосного агрегата подается в камеру сгорания, где происходит его дожигание. Таким образом, энергия топлива используется максимально полно. Данное решение принимаем за аналог.

Однако такой схеме присущи и недостатки, поскольку при использовании для привода турбины высокотемпературного окислительного газа сохраняется в нештатной ситуации потенциальная опасность возгорания проточной части турбины.

Прототипом заявляемого технического решения является кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель, защищенный патентом РФ 2148181, МКИ F 02 K 9/48. Сущность этого изобретения состоит в комбинированном использовании гелия и в качестве рабочего тела нескольких последовательно установленных турбин системы подачи компонентов топлива и собственно гелия, и как рабочего тела, используемого для охлаждения камеры двигателя. При этом гелий циркулирует по замкнутому контуру, в который входят и каналы регенеративного охлаждения камеры. Благодаря высоким теплосъемным свойствам гелия удается отказаться от использования завесного охлаждения камер и за счет этого увеличить удельный импульс тяги на 10-15 с.

К недостатку такого предложения следует отнести использование сложного многоступенчатого гелиевого компрессора значительной (из-за весьма малой плотности рабочего тела) мощности. Проблемой является и обеспечение герметичности замкнутого гелиевого контура, особенно по вращающемуся валу турбонасосного агрегата.

Задачей настоящего изобретения является дальнейшее совершенствование жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы за счет реализации всех физических и термодинамических достоинств гелия, используемого в качестве топливной добавки.

Поставленная задача достигается за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания с соплом, которые снабжены каналами регенеративного охлаждения, турбонасосную систему подачи окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя, гелиевый контур регенеративного охлаждения камеры, включающий агрегат подачи с турбинным приводом, при этом в качестве агрегата подачи рабочего тела гелиевого контура использован центробежный насос, причем указанный контур является расходным и со стороны выхода из каналов регенеративного охлаждения соединен с газогенератором нейтрального турбогаза, имеющим подвод топлива от напорных магистралей окислителя и горючего, при этом выход из газогенератора соединен со входом в турбину, а ее выход соединен с камерой сгорания двигателя. Кроме того, в гелиевый контур входят каналы регенеративного охлаждения камеры сгорания, а каналы регенеративного охлаждения сопла соединены с напорной магистралью горючего. Газогенератор нейтрального газа и камера сгорания работают при стехиометрическом соотношении расходов основных компонентов топлива.

Технический результат предлагаемого решения заключается в увеличении удельного импульса двигателя за счет повышения значения газовой постоянной продуктов выхлопа из сопла камеры при введении гелиевой добавки, а также в повышении надежности двигателя за счет отказа от высокотемпературного окислительного турбогаза и замены сложного многоступенчатого компрессора подачи гелия на более простой центробежный насос.

Пневмогидравлическая схема жидкостного ракетного двигателя, содержащая предлагаемое техническое решение, изображена на прилагаемом чертеже.

Пример реализации изобретения.

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру 1 двигателя, включающую камеру сгорания 2, смесительную головку 3 и сопло 4, причем камера сгорания и сопло снабжены каналами регенеративного охлаждения 5 и 6 соответственно. Кроме того, двигатель содержит турбонасосную систему 7 подачи окислителя и горючего в камеру сгорания, газогенератор нейтрального газа 8 расходный гелиевый контур 9.

Турбонасосная система 7 подачи содержит центробежный насос окислителя, имеющий первую 10 и вторую 11 ступени, центробежный насос горючего 12 и турбину 13, установленные на одном валу 14.

В гелиевый контур входит центробежный насос 15, который в заявленном изобретении установлен на валу 14, магистраль 16, соединяющая выход центробежного насоса 15 с каналами регенеративного охлаждения 5 камеры сгорания 2, и магистраль 17, соединяющая указанные каналы со входом в газогенератор нейтрального газа 8.

Подача окислителя в газогенератор 8 осуществляется с выхода второй ступени 11 насоса окислителя через магистраль 18, а горючего – центробежным насосом горючего 12 через магистраль 19.

Подача окислителя в смесительную головку 3 камеры сгорания 2 осуществляется с выхода первой ступени 10 центробежного насоса окислителя через магистраль 20, а горючего – также центробежным насосом горючего 12 через магистраль 21, каналы регенеративного охлаждения 6 сопла 4 и магистраль 22, выход из которой соединен со смесительной головкой 3.

Выход газогенератора нейтрального газа 8 соединен со входом турбины 13, выход из которой через магистраль 23 соединен с магистралью 20.

Работа устройства

Запуск жидкостного ракетного двигателя осуществляется следующим образом. После открытия соответсвующих клапанов окислитель и горючее из баков (не показано) поступает в центробежный насос горючего 12, в первую ступень 10 и вторую ступень 11 центробежного насоса окислителя. Далее окислитель и горючее с выходов указанных насосов поступают в определенной последовательности в газогенератор нейтрального газа 8 и в смесительную головку 3 камеры сгорания 2, где производится их поджиг, например, с помощью электрозапальных устройств (не показано) или за счет использования пускового горючего.

Подача окислителя в газогенератор нейтрального газа 8 осуществляется с выхода второй ступени 11 насоса окислителя через магистраль 18, а горючего – центробежным насосом горючего 12 через магистраль 19. При этом в газогенераторе обеспечивается стехиометрическое соотношение (=1) окислителя и горючего, необходимое снижение температуры нейтрального газа (турбогаза) до значений, допускаемых используемыми конструктивными материалами турбины 13, реализуется за счет балластировки турбогаза вводом в газогенератор 8 гелия из гелиевого контура. При этом гелий с выхода центробежного насоса 15 по магистрали 16 входит в каналы регенеративного охлаждения 5 камеры сгорания 2, а из них подогретый гелий по магистрали 17 поступает в газогенератор нейтрального газа 8.

Подача окислителя в смесительную головку 3 камеры сгорания 2 осуществляется по магистрали 20 с выхода первой ступени 10 центробежного насоса окислителя. Каналы 6 регенеративного охлаждения сопла 4 охлаждаются основной долей горючего, подаваемой центробежным насосом 12 через магистраль 21 и магистраль 22 в смесительную головку 3. Образовавшийся нейтральный генераторный газ поступает на привод турбины 13 и через магистраль 23 поступает в магистраль окислителя 20, поступая, в конечном счете, в камеру сгорания 2. По мере роста оборотов турбины жидкостный ракетный двигатель выходит на основной режим работы.

Введение гелиевой добавки в продукты сгорания основных компонентов топлива в газогенераторе позволило существенно увеличить значение газовой постоянной продуктов газогенерации. В результате удается значительно увеличить работоспособность турбины турбонасосного агрегата, поднять давление нагнетания и соответственно рабочее давление в камере сгорания при ее надежном охлаждении. С другой стороны, последующий ввод гелиевой составляющей в камеру позволяет реализовать в камере сгорания также стехиометрическое сжигание с повышенным значением газовой постоянной продуктов выхлопа из сопла. В итоге даже при заметно пониженной (из-за гелиевого “балласта”) температуре продуктов сгорания для варианта 10% вес. добавки гелия удается увеличить удельный импульс тяги двигателя на ˜20 с, а с учетом отказа от завесного охлаждения ˜до 30 с и более.

Промышленная применимость

Заявленный жидкостный ракетный двигатель может найти применение в ракетной технике при использовании топлива с гелиевой добавкой.

Формула изобретения

1. Жидкостный ракетный двигатель на топливе, содержащем гелиевую добавку, включающий камеру сгорания с соплом, которые снабжены каналами регенеративного охлаждения, турбонасосную систему подачи окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя и гелиевый контур регенеративного охлаждения камеры, включающий агрегат подачи с турбинным приводом, отличающийся тем, что в качестве агрегата подачи рабочего тела гелиевого контура использован центробежный насос, причем указанный контур является расходным и со стороны выхода из каналов регенеративного охлаждения соединен с газогенератором нейтрального турбогаза, имеющим подвод топлива от напорных магистралей окислителя и горючего, при этом выход из газогенератора соединен со входом в турбину, а ее выход соединен с камерой сгорания двигателя.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в гелиевый контур входят каналы регенеративного охлаждения камеры сгорания, а каналы регенеративного охлаждения сопла соединены с напорной магистралью горючего.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что газогенератор нейтрального газа и камера сгорания работают при стехиометрическом соотношении компонентов топлива.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что насосные агрегаты окислителя, горючего, гелия и турбина установлены на одном валу.

РИСУНКИ