Патент на изобретение №2182984

(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 регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов – горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Изобретение позволяет повысить эффективность жидкостного ракетного двигателя и расширить возможности его применения. 1 ил.

Данный 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 схемы с дожиганием рабочего газа описаны 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 увеличатся 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 является патент РФ 2095608, МПК⁶ F 02 К 9/48 (БИ 31, 1997 г. ) на изобретение жидкостного ракетного двигателя, содержащего камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, испаритель, насосы подачи компонентов (горючего и окислителя), с турбиной.

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 K_m=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 от -50 до +50^oС. 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 того, что в жидкостном ракетном двигателе, включающем в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, конденсатор, насосы подачи компонентов топлива с турбиной, введен конденсатор, выход которого по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов, а выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента, причем второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины, при этом выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

На чертеже изображен предложенный ЖРД, где:
1 – насос подачи горючего;
2 – насос подачи окислителя;
3 – турбина;
4 – камера сгорания (КС);
5 – тракт регенеративного охлаждения КС;
6 – конденсатор.

Представленный ЖРД включает в себя камеру сгорания 4 с трактом регенеративного охлаждения 5, конденсатор 6, насосы подачи компонентов (горючего и окислителя) 1 и 2 на одном валу с турбиной 3. Выход из насоса одного из компонентов, например окислителя 2, соединен посредством магистрали с входом в конденсатор 6 по линии хладагента, а выход из конденсатора 6 по этой же линии соединен с входом в КС 4 и с входом в тракт регенеративного охлаждения 5 КС 4, выход из конденсатора 6 по линии теплоносителя соединен с входом в насос компонента, например окислителя. Выход из тракта регенеративного охлаждения 5 соединен с входом в турбину 3, а выход турбины 3 по линии теплоносителя соединен с входом в конденсатор 6.

При работе ЖРД питание насосов 1 и 2 осуществляется за счет срабатывания на турбине 3 предварительно газифицированного в тракте 5 (тепло для газификации подводится от стенок КС 4 в тракте регенеративного охлаждения) 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 нагнетания 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. После конденсатора 6 происходит разделение потока окислителя: одна (большая) его часть поступает в КС 4, а другая (меньшая) – в тракт 5.

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.

При запуске ЖРД возможен сброс газифицированного в регенеративном тракте 5 окислителя из замкнутого цикла питания насосов подачи компонентов 1 и 2 после их срабатывания на турбине 3. 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 34 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 кгс 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 информации
1. 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, 352 с., ил., с. 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. /Под ред. В. М. Кудрявцева, (в 2-х книгах) 4-е изд. перераб. и доп. – М.: Высшая школа, 1993, кн. 2, с. 109-117.

Формула изобретения

Жидкостный ракетный двигатель, включающий в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов – горючего и окислителя с турбиной на одном валу, отличающийся тем, что в него введен конденсатор, выход которого по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов, а выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента, причем второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины, при этом выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

РИСУНКИ