Патент на изобретение №2179650
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(57) Реферат: Жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, испаритель, насосы подачи компонентов – горючего и окислителя и турбину. Выход из насоса подачи одного из компонентов соединен посредством магистрали со входом в испаритель по линии хладагента, а выход из испарителя по этой же линии сообщен со входом в турбину, а выход насоса другого компонента сообщен с камерой сгорания. Также двигатель включает конденсатор, источник промежуточного охладителя с управляемым клапаном, насос циркуляции промежуточного охладителя с турбиной промежуточного охладителя. Вход испарителя по линии теплоносителя соединен с выходом из турбины промежуточного охладителя, выход из испарителя по линии теплоносителя сообщен с источником промежуточного охладителя с помощью управляемого клапана и со входом в насос циркуляции промежуточного охладителя. Выход насоса циркуляции промежуточного охладителя соединен со входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, а выход из тракта соединен со входом в турбину промежуточного охладителя. При этом вход конденсатора по линии хладагента связан с выходом насоса одного из компонентов, а выход по этой же линии соединен с камерой сгорания. Вход и выход конденсатора по линии теплоносителя соответственно соединены с выходом турбины и входом в насос того же компонента. Изобретение позволяет повысить эффективность жидкостного ракетного двигателя и расширить возможности его применения. 1 ил. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) предназначен для использования в составе космических разгонных блоков (РБ), ступеней ракетоносителей (РН) и как маршевый двигатель космических аппаратов. Аналогом данного ЖРД является ЖРД замкнутой схемы с дожиганием рабочего газа турбины турбонасосного агрегата (ТНА). В качестве рабочего газа, как правило, выступает один из компонентов топлива, газифицируемый в газогенераторе (ГГ). Использование для ГГ специального компонента или запаса газа ведет к увеличению сложности ЖРД и росту его массы, но не устраняет недостатков, присущих этой схеме. В большинстве случаев, кроме ЖРД на топливе водород + кислород, в ГГ газифицируется окислитель, т. к. на борту его всегда в несколько раз больше, чем горючего, за счет чего возможно значительно увеличить давление в камере сгорания (КС), что в свою очередь приводит к снижению массы ЖРД, резкому сокращению его габаритов и увеличению эффективности использования топлива. Более подробно схема с дожиганием рабочего газа описана в [4, кн. 2, стр. 109-117] , [2, стр. 115-125] . Турбина ТНА, питаемая рабочим газом из ГГ, приводит в действие насосы подачи компонентов топлива, которые подают компоненты в ГГ и КС. Рабочий газ из ГГ после срабатывания на турбине ТНА подается в КС, где происходит его дожигание. Таким образом, химическая энергия топлива используется максимально полно за счет чего достигается большая эффективность ЖРД. Однако такой схеме присущи и недостатки: сложность отработки запуска ЖРД (так как в ЖРД замкнутых схем все элементы конструктивно тесно связаны друг с другом, и очень сложно обеспечить их безаварийное взаимодействие во время процесса запуска, когда все элементы ЖРД испытывают максимальные пиковые нагрузки); сложность обеспечения нормальной работы высокотемпературной турбины ТНА и других горячих элементов ЖРД при использовании для привода турбины окислительного газа из-за возможности их разгара (особенно турбины ТНА); необходимость отработки устойчивой работы ГГ; повышенная, по сравнению с ЖРД других схем, неустойчивость работы при колебаниях давления в КС, возникающих во время работы ЖРД, которые могут привести к резонансу или срыву процессов в КС, так как при колебании давления в КС одновременно изменяется противодавление на насосах (т. е. изменяется энергия, необходимая для подачи в КС заданного расхода топлива) и в противофазе ему измеряется перепад давления на турбинах ТНА (т. е. в противофазе изменяется располагаемая механическая энергия для привода насосов подачи компонентов); снижение скорости истечения продуктов сгорания топлива и его плотности из-за необходимости использовать внутреннее, завесное охлаждение стенок КС, т. к. регенеративного охлаждения компонентами топлива при высоких давлениях в КС не хватает (см. ниже). В значительной степени перечисленные выше проблемы решаются при использовании ЖРД безгазогенераторной схемы [1, рис. 1.7, стр. 9] , когда рабочий газ для турбин ТНА образуется при испарении в рубашке КС одного из компонентов. Однако такая схема рациональна только для рабочего газа, обладающего высоким значением газовой постоянной, например водород, что позволяет получить достаточно высокую удельную (на 1 кг) работоспособность газа. Но и при использовании водорода в двигателях с обычными коническими или профилированными соплами давление в КС двигателя будет низким. Например, в КС американского водородно-кислородного двигателя JR 71 давление менее 40 ата. Это ведет к значительному увеличению массово-габаритных характеристик двигателя. Если же применять в качестве рабочего газа, питающего турбину ТНА, газифицированный кислород, то давление в КС, по расчетам, не превысит 30 ата, и при этом резко увеличится не только массово-габаритные характеристики двигателя, но и из-за ухудшения кинетики химических реакций может произойти резкое снижение энергетических характеристик двигателя в случае использования топлива кислород + углеводород. Прототипом изобретения является патент РФ 2095608, МПК 6: F 02 К 9/48 (БИ N31, 1997 г. ) на изобретение жидкостного ракетного двигателя, содержащего камеру сгорания с соплом, теплообменник-испаритель, насосы подачи компонентов (горючего и окислителя) и турбину. К недостаткам прототипа относится очень низкая энергетика такого цикла. Расчеты, проведенные для двигателя с КПД турбины 0,7, КПД насосов подачи компонентов 0,6, при массовом соотношении окислителя и горючего Km= 2,6 показали, что максимально возможное количество испаренного кислорода, нагретого до температуры горючего, составит ~ 0,5 кг/с на каждый килограмм массового расхода горючего при полном использовании возможного температурного диапазона – 50  +50oС. При этом максимально возможное давление компонентов топлива может составить не более 65 ата при перепаде по давлению на турбине ~ 5. С учетом потерь давления на регулирующих органах, форсунках и других элементах двигателя давление в КС составит ~ 4050 ата, что не позволяет создать двигатель с высокими массово-энергетическими характеристиками.
При этом следует отметить, что теплообменник для газификации кислорода в прототипе всегда будет получаться с низким температурным перепадом, и это приведет к большим массе и габаритам такого теплообменника, в противном случае возможный температурный диапазон не может быть использован полностью, что снизит давление в КС двигателя. Кроме того, схему прототипа можно применять только в случае большой разницы температур между компонентами (например, горючее высококипящее, а окислитель – криогенный), в другом случае (оба компонента криогенные или высококипящие) – схема прототипа не применима.
Задачей изобретения является повышение эффективности ЖРД и расширение возможностей применения ЖРД.
Это достигается за счет применения жидкостного ракетного двигателя, включающего в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, испаритель, насосы подачи компонентов – горючего и окислителя, турбину, при этом выход из насоса подачи одного из компонентов соединен посредством магистрали со входом в испаритель по линии хладагента, а выход из испарителя по этой же линии сообщен со входом в турбину, причем выход насоса другого компонента сообщен с камерой сгорания, причем в него введены конденсатор, источник промежуточного охладителя с управляемым клапаном, насос циркуляции промежуточного охладителя с турбиной промежуточного охладителя, при этом вход испарителя по линии теплоносителя соединен с выходом из турбины промежуточного охладителя, выход из испарителя по линии теплоносителя сообщен с источником промежуточного охладителя с помощью управляемого клапана и со входом в насос циркуляции промежуточного охладителя, выход насоса циркуляции промежуточного охладителя соединен со входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, а выход из тракта соединен со входом в турбину промежуточного охладителя, при этом вход конденсатора по линии хладагента связан с выходом насоса одного из компонентов, а выход по этой же линии соединен с камерой сгорания, вход и выход конденсатора по линии теплоносителя соответственно соединены с выходом турбины и входом в насос того же компонента.
На чертеже изображен предложенный ЖРД, где:1 – насос подачи горючего; 2 – насос подачи окислителя; 3 – турбина; 4 – камера сгорания (КС); 5 – испаритель; 6 – конденсатор; 7 – газогенератор; 8 – насос циркуляции промежуточного охладителя; 9 – источник промежуточного охладителя; 10 – управляемый клапан; 11 – тракт регенеративного охлаждения. Представленный ЖРД включает в себя насосы подачи компонентов (горючего и окислителя) 1 и 2 соответственно; камеру сгорания 4 с трактом регенеративного охлаждения 11, испаритель 5, турбину 3, при этом выход из насоса подачи одного из компонентов, например окислителя 2, соединен посредством магистрали со входом в испаритель 5 по линии хладагента, а выход из испарителя 5 по этой же линии сообщен со входом в турбину 3, причем выход насоса другого компонента, например насоса горючего 1, сообщен с камерой сгорания 4. При этом вход испарителя 5 по линии теплоносителя соединен с выходом из турбины промежуточного охладителя 7, выход из испарителя 5 по линии теплоносителя сообщен с источником промежуточного охладителя 9 с помощью управляемого клапана 10 и со входом в насос циркуляции промежуточного охладителя 8, выход насоса циркуляции промежуточного охладителя 8 соединен со входом в тракт регенеративного охлаждения 11 камеры сгорания 4, а выход из тракта 4 соединен со входом в турбину промежуточного охладителя 7, при этом вход конденсатора 6 по линии хладагента связан с выходом насоса окислителя 2, а выход по этой же линии соединен с камерой сгорания 4, вход и выход конденсатора 6 по линии теплоносителя соответственно соединены с выходом турбины 3 и входом в насос окислителя 2. Насос 1 подает горючее сразу в КС 4. Окислитель после насоса подачи окислителя 2 поступает на вход в конденсатор 6 по линии хладагента и далее в камеру сгорания 4 для сгорания. Часть окислителя после выхода из насоса подачи окислителя 2 поступает по линии хладагента в испаритель 5. Выйдя из испарителя 5, окислитель подается в турбину 3. С выхода турбины 3 окислитель подается в конденсатор 6 по линии теплоносителя. Выход конденсатора 6 по линии теплоносителя связан со входом в насос окислителя 2. Тепло к испаряемому компоненту подводится от промежуточного охладителя, который циркулирует в замкнутом контуре по тракту регенеративного охлаждения 11 с помощью турбины 7 и насоса 8, охлаждая КС 4. При работе ЖРД питание насосов 1 и 2 осуществляется за счет срабатывания на турбине 3 предварительно газифицированного в испарителе 5 (тепло для газификации подводится от стенок КС 4 в тракте регенеративного охлаждения 11) одного из компонентов топлива (например, окислителя). После турбины 3 газифицированный окислитель попадает в конденсатор 6, где конденсируется до жидкого состояния и несколько переохлаждается, чтобы исключить последующее вскипание компонента, при его подаче после конденсатора 6 на вход в насос подачи окислителя 2. После увеличения давления в насосе подачи окислителя 2 увеличенный расход окислителя (расход окислителя через КС 4 + расход окислителя на питание насосов подачи компонентов 1 и 2) поступает в конденсатор 6, где выступает в качестве хладагента. Необходимая энергия для привода насосов подачи компонентов 1 и 2 получается за счет разности работы, совершаемой на турбине 3, и работы по увеличению давления компонента в насосе 2. Турбина 7 и насос циркуляции промежуточного охладителя 8 обеспечивают компенсацию потерь давления промежуточного охладителя при прохождении его через тракт регенеративного охлаждения 11. Необходимая энергия для компенсации потерь давления промежуточного охладителя в замкнутом контуре охлаждения получается за счет разности работы горячего промежуточного охладителя, совершаемой на турбине 7, и работы по увеличению давления холодного промежуточного охладителя в насосе циркуляции промежуточного охладителя 8. При запуске ЖРД возможен сброс газифицированного в испарителе 5 окислителя после конденсатора 6. Это позволит сократить время выхода ЖРД на режим полной тяги и повысить надежность его запуска, так как при этом возможен сброс паров окислителя, образующихся при его контакте с нагретыми элементами ЖРД. ЖРД предложенной схемы позволяет за счет возможности применения высокоперепадных турбин и достаточно большого массового расхода газифицированного компонента обеспечить давление в КС в 3 4 раза, большее по сравнению с прототипом. Это позволит обеспечить в КС двигателей высокие давления при низкой температуре газифицированного компонента, что полностью снимает проблему возгорания горячих конструктивных элементов (например, турбины) в перегретом кислороде при газификации окислителя.
Расчеты показывают, что с помощью такой схемы питания ЖРД возможно, например, создание в КС давления 180 ата для двигателя тягой 8 т на топливе кислород + керосин при температуре газифицированного кислорода ~ 600 К, в то время, как классическая схема с дожиганием окислительного газогенераторного газа обеспечивает при температуре газогенераторного газа ~ 700 К и прочих равных условиях давление в КС около 120 ата.
Современные ЖРД характеризуются высокими давлениями и тепловыми потоками в КС, доходящими в критическом сечении до 40-60 МВт/м2. В связи с этим для тепловой защиты стенок КС вынуждены применять завесное охлаждение, когда часть горючего или окислителя впрыскивается в КС для создания низкотемпературного пристеночного слоя, что уменьшает тепловые потоки к стенке КС, но при этом снижается плотность топлива и скорость истечения продуктов его сгорания из-за смещения массового соотношения компонентов в сторону менее оптимальных и увеличения неравновесности истечения продуктов сгорания топлива.
В предложенном ЖРД эта проблема может быть решена за счет возможности увеличения скоростного напора охлаждающего компонента в регенеративном тракте КС. При этом увеличение гидропотерь в тракте может быть компенсировано за счет увеличения давления на выходе из насоса охлаждающего компонента, так как в предложенном ЖРД недостаток располагаемой для привода насосов компонентов топлива механической работы может быть компенсирован увеличением расхода газифицированного компонента или увеличением степени перепада на высокоперепадной турбине (в ЖРД с дожиганием газогенераторного газа, изменение перепада на турбине ограничено).
Выигрыш от отсутствия завесы охлаждения составит согласно проведенным термодинамическим расчетам 5-15 с по удельному импульсу и увеличит плотность топлива на 5-15%.
Кроме того, в ЖРД предложены схемы возможного регулирования работы ЖРД в широких диапазонах с использованием конструктивных элементов, обеспечивающих питание турбины ТНА рабочим газом: общий расход топлива (и, следовательно, общая мощность насосов) может обеспечиваться за счет перепуска части газифицированного окислителя мимо турбины, а соотношение компонентов топлива (и, следовательно, полезная мощность на каждом из насосов компонентов) регулируется за счет перепуска с выхода на вход насоса в части окислителя. Причем элементы регулирования ЖРД в данном случае оказываются глубоко интегрированными в конструкцию ЖРД. Простота регулировки параметров ЖРД и значительный запас по возможности регулировки позволяет осуществлять на ЖРД предложенной схемы глубокое регулирование: увеличение тяги двигателя на 20-30% (практически ограничивается только прочностью КС и теплостойкостью элементов конструкции двигателя) и плавное глубокое дросселирование (снижение тяги) в 5-6 раз. Это может оказаться очень важным для использования на РН, где предъявляются повышенные требования к возможности регулирования двигателей (у большинства современных двигателей глубокое дросселирование осуществляется скачкообразно и возможно не более, чем в 2 раза).
Данный ЖРД будет обладать более высокой надежностью, чем ЖРД с дожиганием газогенераторного газа так как, помимо решения проблемы высокой температуры рабочего тела турбины, конструкция ЖРД позволяет исключить попадание паров компонента топлива на вход в насос этого компонента при запуске ЖРД (в современных ЖРД это невозможно без снижения энергетических характеристик двигателя или его надежности), что может привести к кавитации насосов и срыву работы ЖРД (до 70% аварий современных ЖРД приходится на их запуск).
Одновременно такой ЖРД будет более устойчив к возникающим при его работе высокочастотным колебаниям давления в КС, чем его прототип и аналоги за счет заведомо большей инерционности системы газификации компонента, используемого для питания турбины ЖРД и большего демпфирования изменений давления в газе.
Расчеты показывают, что увеличение массы ЖРД по сравнению с ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа будет незначительным (например, для двигателя тягой 2000 кг на топливе керосин + кислород увеличение массы будет менее 10 кг), что с лихвой компенсируется получаемым выигрышем удельного импульса и надежности ЖРД (для этого же двигателя для разгонных блоков типа ДМ, используемых в настоящее время для выводов грузов на геостационарные орбиты, выигрыш в массе выводимого полезного груза только за счет увеличения скорости истечения продуктов сгорания топлива увеличится ~ на 250 кг).
Все элементы данного ЖРД являются хорошо известными в технике и не представляют больших сложностей при производстве. Поэтому производство представленного ЖРД возможно на базе уже существующих производств без какой-либо переделки последних.
Источники информации1. Бабкин А. И. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. – М. : Машиностроение, 1986. – 456 с. 2. Козлов А. А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. – М. : Машиностроение, 1988 г. , – 352 с: ил. – Стр. 115-125. 3. Овсянников Б. В. Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. – 3-е изд. , перераб. и доп. – М. : Машиностроение, 1986. – 376 с. , ил. 4. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей, /в 2-х книгах/ под ред. В. М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. – М. : Высшая школа, 1993 – ин. 2. Стр. 109-117. Формула изобретения
РИСУНКИ
MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 07.05.2004
Извещение опубликовано: 10.03.2005 БИ: 07/2005
|
||||||||||||||||||||||||||
