Схема ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа
Дросселируемый кислородно-углеводородный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием восстановительного газа включает топливные магистрали, охлаждаемую углеводородным горючим камеру, работающий на кислородно-углеводородном топливе при избытке горючего газогенератор и топливные насосы с приводом от газовой турбины. Система управления работой двигателя включает установленные в магистралях кислородного окислителя регулятор тяги и дроссель регулирования соотношения топливных компонентов. В системе управления работой предусмотрено задействуемое на дроссельном режиме устройство создания дополнительной нагрузки для насоса углеводородного горючего. Устройство создания дополнительной нагрузки для насоса углеводородного горючего представляет либо гидравлическое сопротивление, вводимое непосредственно в магистраль питания газогенератора горючим, либо перепускную магистраль с гидравлическим сопротивлением. Изобретение обеспечит работоспособность жидкостных ракетных двигателей в широком диапазоне дросселирования и позволит предотвратить образование сажи в газогенераторе. 1 ил., 1 табл.
Формула изобретения
Дросселируемый кислородно-углеводородный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием восстановительного газа, включающий магистрали жидких и газообразных рабочих тел, рассчитанную на проточное охлаждение углеводородным горючим камеру с форсуночной головкой и сверхзвуковым реактивным соплом, работающий на кислородно-углеводородном топливе при избытке горючего газогенератор, топливные насосы с приводом от газовой турбины, выхлопной патрубок которой подключён к форсуночной головке камеры, систему управления работой с регулятором тяги и дросселем регулирования соотношения топливных компонентов, установленными в магистралях кислородного окислителя, отличающийся тем, что в системе управления работой предусмотрено задействуемое на дроссельном режиме устройство создания дополнительной нагрузки для насоса углеводородного горючего, представляющее либо гидравлическое сопротивление, вводимое непосредственно в магистраль питания газогенератора горючим, либо перепускную магистраль с гидравлическим сопротивлением.
Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей топлива, состоящего из раздельно хранимых окислителя и горючего.
Известен ЖРД, включающий магистрали жидких и газообразных рабочих тел, рассчитанную на проточное охлаждение углеводородным горючим камеру с форсуночной головкой и сверхзвуковым реактивным соплом, работающий на кислородно-углеводородном топливе при избытке горючего газогенератор, топливные насосы с приводом от газовой турбины, выхлопной патрубок которой подключен к форсуночной головке камеры, систему управления работой с регулятором тяги и дросселем регулирования соотношения топливных компонентов - см. Acta Astronautica, Vol.41, Nos 4-10, pp.209-217, published by Elsevier Science Ltd, 1997 - прототип изобретения.
ЖРД, выполненные по схеме с дожиганием, находят широкое применение в ракетах-носителях, при помощи которых осуществляется вывод полезных грузов в космос. Эти ЖРД могут функционировать при высоком давлении в камере (р к ), что обеспечивает высокую степень преобразования химической энергии используемого двухкомпонентного жидкого топлива для получения тяги двигателя. Однако устройство-прототип имеет существенный недостаток. Дело в том, что при дросселировании известного ЖРД (то есть при управляемом снижении тяги) в пределах, определяемых условиями полета ракеты-носителя, наряду со снижением параметра р к снижается и расход горючего на охлаждение камеры, и его может оказаться недостаточно, чтобы охладить камеру. Это обстоятельство сужает диапазон дросселирования ЖРД.
Предлагаемое изобретение решает техническую задачу обеспечения работоспособности ЖРД в широком диапазоне дросселирования.
Поставленная техническая задача решается тем, что в ЖРД, включающем магистрали жидких и газообразных рабочих тел, рассчитанную на проточное охлаждение углеводородным горючим камеру с форсуночной головкой и сверхзвуковым реактивным соплом, работающий на кислородно-углеводородном топливе при избытке горючего газогенератор, топливные насосы с приводом от газовой турбины, выхлопной патрубок которой подключен к форсуночной головке камеры, систему управления работой с регулятором тяги и дросселем регулирования соотношения топливных компонентов, согласно изобретению в системе управления работой предусмотрено задействуемое на дроссельном режиме устройство создания дополнительной нагрузки для насоса углеводородного горючего.
В частных случаях изобретения:
- упомянутое устройство представляет собой нерегулируемое или регулируемое гидравлическое сопротивление, вводимое непосредственно в магистраль питания газогенератора горючим;
- упомянутое устройство включает перепускную магистраль с регулируемым или нерегулируемым гидравлическим сопротивлением.
При осуществлении изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом решаемой задачи.
Изобретение поясняется при помощи чертежа, где представлена функциональная схема ЖРД, устроенного согласно изобретению. ЖРД содержит создающую тяговое усилие камеру 1 с форсуночной головкой 1А, со сверхзвуковым реактивным соплом 1В и предназначенный для подачи жидкого топлива турбонасосный агрегат (ТНА). Он включает расположенные по однороторной схеме двухступенчатый насос кислородного окислителя (например, сжиженного кислорода) 2 с подкачивающей ступенью 2А, двухступенчатый насос углеводородного горючего (например, сжиженного метана) 3 с подкачивающей ступенью 3А и газовую турбину 4. Она подключена на входе к газогенератору 5, а на выходе - посредством выхлопного патрубка (газовода) 6 - к упомянутой форсуночной головке 1А. Эта головка соединена также с насосом окислителя - посредством высоконапорной магистрали 7 с установленным в ней электроприводным дросселем 8. Газогенератор 5 предназначен для выработки рабочего тела турбины, осуществляемого при сгорания части расходуемого ЖРД двухкомпонентного топлива с избытком горючего (в конкретном случае - метана). Форсуночная головка 5А газогенератора подключена к насосу горючего посредством высоконапорного трубопровода 9 с установленным в нем нормально открытым регулятором перепада давлений 10, а он сообщен управляющим трубопроводом 11 с магистралью 12, по которой в ГГ поступает окислитель из насосной ступени 2А. В указанной магистрали установлен электроприводной регулятор 13. Камера имеет корпус с двумя стенками, образующими тракт проточного охлаждения 1С. Он сообщен посредством подводящего трубопровода 14 с выходом насосной ступени 3 и сообщен посредством отводящего трубопровода 15 с входом насосной ступени 3А.
Как показано на чертеже штриховыми линиями, в описанном ЖРД по линии питания ГГ горючим может предусматриваться вместо регулятора 10 перепускная магистраль 16 с нормально закрытым клапаном 17.
Описанный ЖРД работает следующим образом. Сжиженный кислород поступает в насос 2, из которого основная часть жидкости (80%) по магистрали 7 подается в форсуночную головку 1А камеры 1. Оставшаяся часть окислителя поступает в подкачивающую насосную ступень 2А, из которой по магистрали 12 подается в форсуночную головку 5А газогенератора 5. Сжиженный метан поступает в насос 3. Часть горючего по трубопроводу 14 подается насосом в тракт проточного охлаждения 1С камеры, и нагретый хладагент отводится по трубопроводу 15 на вход подкачивающей насосной ступени 3А. Она повышает давление всей массы горючего для подачи его по трубопроводу 9 в форсуночную головку газогенератора. От сгорания топливных компонентов с избытком горючего в ГГ образуется восстановительный газ (с температурой Т гг порядка 500. 1000 К). Он поступает на турбину 4, приводя во вращение ее ротор, а с ним и топливные насосы. Отработавший на турбине газ поступает по газоводу 6 в форсуночную головку 1А камеры и дожигается в огневом пространстве с окислителем, поступившим из магистрали 7. Высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле 1В, создавая тягу ЖРД.
Управление рабочим режимом ЖРД осуществляют воздействием на органы 8, 10, 13, 17. При этом поворот заслонки дросселя 8 приводит к изменению расхода окислителя через двигатель, благодаря чему достигается необходимое (для одновременной выработки топлива из баков ракеты-носителя) изменение соотношения топливных компонентов. Перемещение иглы регулятора 13 приводит к изменению расхода окислителя (m о ) в магистрали питания ГГ, вследствие чего меняются соотношение топливных компонентов в ГГ (к гг ) и, следовательно, температура генераторного газа. Вследствие этого изменяется мощность ТНА, и ЖРД переводится в другой режим тяги. При увеличении m o величина Т гг возрастает, и двигатель форсируется, а при уменьшении m о величина Т гг снижается, и двигатель дросселируется.
При дросселировании происходит падение давления в магистрали 12 и соответственно в управляющем трубопроводе 11, благодаря чему исполнительный орган регулятора 10 перемещается в положение 10А на прикрытие проходного сечения. Вносимое этим дополнительное гидравлическое сопротивление (р) создает дополнительную нагрузку на насос углеводородного горючего, которая компенсируется - в целях обеспечения необходимого расхода горючего через ГГ (m г ) - повышенными (по сравнению с ЖРД-прототипом) оборотами ТНА (n). При этом относительный расход горючего, поступающего по трубопроводу 14 на охлаждение камеры (m г, охл ), также возрастает (по сравнению с ЖРД-прототипом). Выбором соответствующих величин р и n обеспечивают величину m г, охл , достаточную для надежного охлаждения камеры на дроссельном режиме. Тот же эффект может достигаться и открытием клапана 17, перепускающего часть расхода горючего из трубопровода 9 на вход насосной ступени 3А.
Существо изобретения не исчерпывается описанным выше конкретным ЖРД. Например, насосы окислителя и горючего могут приводиться от собственных газовых турбин, количество рабочих колес в насосах и турбинах может быть различным. Выбор типа агрегата (клапан, регулятор, дроссель), обеспечивающего дополнительную нагрузку насоса углеводородного горючего, определяется конкретными техническими требованиями к ЖРД. Указанный агрегат может представлять собой нерегулируемое или регулируемое гидравлическое сопротивление. Перепускная магистраль может устраиваться непосредственно между выходом насоса (насосной ступени) и другим местом рабочего тракта ЖРД с меньшим давлением (например, входом в двигатель).
Покажем эффективность нашего изобретения на примере конкретного проекта ЖРД с турбонасосной подачей двухкомпонентного топлива "кислород - метан". Этот ЖРД рассчитан на номинальную тягу 2 МН при р к =24 МПа и при работе в составе ракеты-носителя должен дросселироваться до р к, мин = 0,4 р к , что соответствует такому же снижению тяги. Значения других параметров ЖРД на номинальном и минимальном режимах тяги представлены в таблице ниже. Для сравнения в последнем столбце курсивом даны значения параметров на минимальном режиме для ЖРД-прототипа. Таблица содержит, наряду с упомянутыми в тексте, также параметр N г - мощность насоса метанового горючего.
Как видно из таблицы, при дросселировании ЖРД до 40% номинального давления в камере расход горючего на ее охлаждение снижается до 36%, то есть примерно в одинаковой степени, что гарантирует надежное охлаждение камеры. В отличие от этого, при дросселировании ЖРД-прототипа камера прогорела бы, поскольку величина m г, охл снизилась бы до 25%, что недопустимо по условиям охлаждения конструкции.
Итак, на конкретном проекте показано, что предлагаемое изобретение решает техническую задачу обеспечения работоспособности ЖРД в широком диапазоне дросселирования, то есть ожидаемый технический результат от изобретения подтвержден.
В ряде случаев возможно получение весьма важного дополнительного технического результата. Он обусловлен тем фактом, что при дросселировании предложенного ЖРД возможно предотвратить снижение Т гг до опасного уровня, при котором в генераторном газе образовывалась бы сажа, осаждающаяся на элементах конструкции с последующим нарушением работы двигателя. Такая опасность существует для ЖРД, работающего на двухкомпонентном кислородно-углеводородном топливе, когда (как в нашем случае) привод турбины осуществляется восстановительным генераторным газом. Изобретение устраняет указанную опасность.
Различают два понятия "двигатель" и "двигательная установка".
Ракетным двигателем называют камеру и совокупность агрегатов, узлов и трубопроводов, обеспечивающих дозированную подачу компонентов топлива в нее. Указанные узлы и агрегаты размещаются непосредственно на камере или на раме двигателя, используемой для его крепления и передачи тяги к силовому кольцу ракеты-носителя.
Ракетная двигательная установка (РДУ) - более сложное устройство. РДУ включает в себя следующие системы и агрегаты.
1) Двигатели. В составе РДУ может быть один однокамерный или многокамерный маршевый двигатель или несколько однокамерных маршевых двигателей с заданной суммарной тягой. Наряду с маршевыми двигателями в составе РДУ могут быть и
вспомогательные двигатели с относительно небольшой тягой (рулевые, тормозные и т.д).
2) Баки с компонентами топлива. Внутри и снаружи баков устанавливаются различные агрегаты и трубопроводы: клапаны, расходные и заправочные трубопроводы и др.
Рисунок 8 - РДУ с газобаллонной вытеснительной подачей:
1-баллон со СГ; 2,5,6-клапаны; 3,4-топливные баки; 7-камера
3) Системы автономного управления (САУ) и регулирования (САР)
4) Агрегаты систем наддува, продувок, контроля и др.
В зависимости от способа подачи компонентов топлива в камеру различают жидкостные РДУ с вытеснительной и насосной системами подачи топлива.
В РДУ с вытеснительной подачей компоненты топлива из баков в камеру подаются за счет энергии сжатых газов. Давление в топливных баках за счет их наддува газом поддерживается выше, чем в камерах.
Простейшая схема такой РДУ показана на рисунке 8. Двигательная установка состоит из камеры 7, топливных баков 3, 4, баллона со сжатым газом I и пневмоклапанов 2, 5, 6. При открытии клапана 2 сжатый газ из баллона поступает в газовую подушку топливных баков, давление в баках возрастает. При открытии клапанов 5 и 6 компоненты топлива поступают в камеру, в которой начинаются процессы горения и истечения продуктов сгорания из сопла. Для выключения двигателя необходимо закрыть клапаны2,5 и 6. Рассмотренная РДУ обладает достаточной простотой,, высокой надежностью и имеет широкое применение в тех случаях, когда необходимы малые тяги и небольшие суммарные импульсы. С увеличением суммарного импульса тяги возрастают массы газа и баллона, поэтому использование вытеснительной подачи становится нерациональным. РДУ с такой подачей имеет еще один недостаток - низкое давление в камере. Его повышение связано с необходимостью повышать давление в топливных баках, а значит, и толщины их стенок. Это приводит к возрастанию массы баков и всей РДУ.
РДУ с насосной подачей компонентов топлива из баков в камеру имеют в своем составе насосы (как правило, шнекоцентробежные). Привод насосов осуществляется газовой турбиной, рабочим телом для которой является генераторный газ, вырабатываемый в специальном газогенераторе. Давление в баках такой РДУ поддерживается существенно ниже давления в камерах. Конструктивно агрегаты насосной системы подачи входят в состав ЖРД. Различают ЖРД с насосной подачей, работающие по схеме без дожигания (схема "жидкость - жидкость") и по схеме с дожиганием в камере генераторного газа (схемы "газ жидкость" или "газ - газ").
В ЖРД без дожигания (рисунки 9, 10) выброс генераторного газа после турбины в окружающее пространство, минуя камеру, снижает удельный импульс двигателя в целом. С увеличением давления в камере это снижение становится все более ощутимым, поэтому такие схемы применяются до давлений в камере 10. 12 Мпа.
ЖРД с дожиганием имеют практически тот же состав агрегатов, что и ЖРД без дожигания. Однако в данных двигателях генераторный газ после турбины не выбрасывается в окружающее пространство, а по газоводу направляется в камеру для дожигания. Различают ЖРД с дожиганием типа "газ - жидкость" и ЖРД с дожиганием типа "газ - газ". В ЖРД с дожиганием типа "газ - жидкость" (рисунок 11) имеется один турбонасосный агрегат и один тип газогенератора. В таком ЖРД один из компонентов топлива (на приведенной схеме - окислитель) полным расходом от насоса 6 подается в газогенератор 3, второй компонент (на схеме - горючее) поступает в газогенератор небольшим расходом от автономного насоса 8, Генераторный газ таким образом имеет большой избыток окислителя (является окислительным газом). Основной расход горючего от насоса 7 подается на охлаждение камеры 10 и далее через ее смесительную головку в жидком виде поступает в камеру. После совершения работы на турбине окислительный генераторный газ подается в камеру, где и сжигается с основной массой горючего. Образовавшиеся продукты сгорания истекают через реактивное сопло, создавая тягу двигателя.
3 Требования к ракетным двигательным установкам
К двигательным установкам космических ракет, предъявляются ряд общих и специфических требований. К общим требованиям относятся следующие.
1) РДУ должны иметь высокие энергетические характеристики. Высокая энергетика РДУ позволяет получать необходимые приращения скорости
ступенями ракет-носителей при ограниченных запасах топлива, а следовательно, и начальных массах ракет.
2) РДУ должны иметь минимальную массу. Снижение массы РДУ достигается:
а) рациональной конструкцией всех систем и агрегатов;
б) использованием ракетного топлива с большой массовой плотностью (снижается объем топливных баков);
в) уменьшением остатков топлива в баках и полостях ЖРД после выключения.
3) РДУ должны обладать высокой надежностью функционирования, т.е. работать безотказно в течение заданного времени в заданных условиях.
Это достигается с помощью совершенствования принципиальных схем РДУ и ее конструкции, повышения качества изготовления, проведения большого объема испытаний при подготовке к пуску.
4) Конструкция РДУ должна обладать высокой технологичностью, контроле - и ремонтопригодностью, низкой стоимостью, минимальным вредным воздействием на окружающую среду и личный состав.
5) РДУ должны обеспечивать удобство эксплуатации, в частности :
а) простоту и безопасность перевозки, хранения, обслуживания и ремонта;
б) небольшую чувствительность к внешним воздействиям (к загрязнениям, ошибкам эксплуатирующего персонала при обслуживании и т.д.)
Рисунок 12 - ЖРД с дожиганием окислительного и восстановительного газов типа "газ - газ":1 - камера; 2, 11 - турбины; 3,10 - насосы; 4, 6, 7, 9 -клапаны; 5 - окислительный газогенератор; 8 - восстановительный газогенератор
В зависимости от назначения и условий функционирования к каждой конкретной РДУ, являются испецифические требования, к которым относятся:
1) кратность использования и включения;
2) точность выдаваемой тяги и удельного импульса;
3) участие в управлении полетом космической ракеты и т.д. Отметим, что наиболее жесткие требования предъявляются к РДУ космических ракет, обеспечивающих выведение пилотируемых космических кораблей, а также орбитальных и межпланетных станций.
Контрольные вопросы
1 Основы классификации ракетных двигателей.
2 Схемное построение ракетного двигателя на твердом топливе.
3 Схемное построение ракетного двигателя на гибридном топливе.
4 Схемное построение солнечного ракетного двигателя.
5 Схемное построение ядерного ракетного двигателя.
6 Схемное построение газового ракетного двигателя.
7 Схемное построение электростатического ракетного двигателя.
Разнообразна и неприятна дань, которую приходится платить несовершенству нашего мира разработчикам ракетной техники. Сегодня мы поговорим о том, чем приходится платить за повышение параметров жидкостных реактивных двигателей и о тех незаметных проблемах, которые ждут проектировщиков баков.
Схемы работы ЖРД
Существование разных схем, позволяет разработчикам выбрать нужную, с желаемыми достоинствами (простота использования, легкость производства, высокая тяга или высокий удельный импульс) и приемлемыми недостатками.
Вытеснительная подача
- Простота.
- Надежность.
- Дешевизна.
- Нет потери массы на турбонасосный агрегат.
- Высокая эффективность для двигателей небольшой тяги
- Низкий удельный импульс.
- Плохо подходит для двигателей большой тяги.
Открытая схема
Открытая схема используется и сейчас, и вряд ли исчезнет в ближайшем будущем. За счет относительно небольшой потери УИ она позволяет сделать более мощный двигатель (F-1) или более дешевый двигатель (RS-68) или сделать возможной разработку для коллектива с ограниченными ресурсами (Merlin).
- Проще и дешевле закрытой схемы.
- Меньший удельный импульс, чем у закрытой схемы.
Закрытая схема
- Наибольший УИ.
- Самая сложная и дорогая схема.
Схема с фазовым переходом
- Нет потерь массы на ТНА.
- Простота конструкции.
- Надежность.
- Пригоден только для пары кислород-водород.
- Давление ниже, чем в схеме с ТНА, следовательно, УИ ниже.
Внутренности баков
Трубопроводы компонентов
Межбаковый отсек
Трубопроводы наддува
Если вы развернули схему SSME выше, то увидели там выходы газифицированных водорода и кислорода. Они использовались для наддува соответствующих баков. С одной стороны, сэкономили вес на отдельных баках газа наддува, с другой стороны, получили дополнительный трубопровод:
Эта же картинка крупно.
Демпфирующие перегородки
Система опорожнения баков и синхронизации
Эпилог
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, согласно изобретению турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги. Изобретение обеспечивает снижение динамических нагрузок на ТНА с одновременным увеличением тяги. 1 ил.
Формула изобретения
Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) по схеме с дожиганием генераторного газа, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, отличающийся тем, что турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.
Описание изобретения к патенту
Данное изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным двигателям, выполненным по схеме с дожиганием окислительного (восстановительного) газа.
Предшествующий уровень техники
Одним из направлений развития ракетно-космической техники является создание более мощных транспортных ракетно-космических комплексов, способных выводить на околоземную орбиту большие массы полезных грузов.
По своим характеристикам и параметрам РД171М находится на предельно высоком уровне, превзойти который, используя известные схемы, конструктивные решения и виды топлив, применяемых в ЖРД, не представляется возможным.
Форсирование этого двигателя (увеличение тяги за счет повышения давления в камере сгорания) приведет к повышению энергетических характеристик ТНА и значительному росту динамических нагрузок на двигатель.
Кроме того, дальнейшее повышение давления в камере этих двигателей ограничивается жаропрочностью ротора турбины, а также большой высотой лопаток турбины, что приводит к образованию в них трещин.
Задачей изобретения является снижение динамических нагрузок на ТНА и двигатель в целом, с одновременным увеличением энергетических характеристик двигателя.
Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе по схеме с дожиганием генераторного газа, включающем камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительными головками, турбонасосную систему питания газогенератора и камер двигателя, систему управления и регулирования, включающую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, причем турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковые мощности и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым; кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.
Технический результат заключается в повышении энергетических характеристик двигателя (тяги) и одновременным уменьшением динамических нагрузок на двигатель за счет применения двух ТНА равной мощности со сниженными уровнями динамических нагрузок.
Краткое описание чертежей
На рисунке приведена упрощенная пневмогидравлическая схема многокамерного ЖРД с дожиганием генераторного газа с избытком окислителя в камерах двигателя.
ЖРД на рисунке содержит: камеры 1 и 1 с трактами регенеративного охлаждения 2 и 2 , смесительные головки 3 и 3 ; два турбонасосных агрегата (ТНА) 4 и 5, обеспечивающие подачу жидкого топлива (жидкого кислорода и керосина); два окислительных газогенератора 6 и 7. Первый ТНА 4 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на валу шнекоцентробежный насос горючего 8, шнекоцентробежный насос окислителя 9 и газовую осевую турбину 10. Второй ТНА 5 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу центробежный насос окислителя 11, центробежный двухступенчатый насос горючего (первая ступень 12, вторая ступень 13) и газовую осевую турбину 14. Выход из насоса горючего 8 первого ТНА соединен трубопроводом 15 с входом насоса горючего первой ступени 12 второго ТНА, а выход из насоса окислителя 9 первого ТНА соединен трубопроводом 16 со входом насоса окислителя 11 второго ТНА. Коллекторами турбин 17 и 18 турбины 10 и 14 соединены через газовод 21 с двумя окислительными газогенераторами 6 и 7, а газоводами 19 и 20 с форсуночными головками 3 и 3 камер двигателя. Газоводы 19 и 20 объединены газовой магистралью 22. Выход из первой ступени 12 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками 3 и 3 камер двигателя через последовательно соединенные дроссель соотношения компонентов топлива 23, трубопровод 24, пускоотсечной клапан 25, трубопроводы 26 и 27 и тракты регенеративного охлаждения 2 и 2'. Выход из второй ступени 13 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов 6 и 7 через трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32. Выход из насоса окислителя 11 второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов через раздвоенный трубопровод 33 и пускоотсечные клапаны 34 и 35.
В схеме двигателя применен бустерный преднасос 36, выход из которого через трубопровод 37 соединен со входом насоса окислителя 9 первого ТНА, и бустерный преднасос горючего 38, выход которого через трубопровод 39 соединен со входом насоса горючего 8 первого ТНА.
Бустерный преднасос окислителя 36 приводится во вращение газовой турбиной 40, рабочим телом которой является окислительный газ, отбираемый по трубопроводу 41 из газоводов 19 или 20. Бустерный преднасос горючего 38 приводится во вращение гидравлической турбиной 42, рабочим телом которой является горючее, отбираемое с выхода насоса горючего 8 первого ТНА и подаваемое через трубопровод 43.
Замена в двигателе одного мощного ТНА на два одинаковых по мощности ТНА, питаемые двумя автономными окислительными газогенераторами при последовательном и соответствующем соединении насосов горючего и окислителя обоих ТНА, позволяет увеличить суммарные напоры насосов двух ТНА при меньших значениях динамических нагрузок. Такое решение позволило повысить энергетические характеристики двигателя - увеличить давление в камере двигателя и его тягу, а также обеспечить надежную работу при его многократном применении.
Горючее поступает в бустерный насос 38, из которого по трубопроводу 39 подается в насос 8 первого ТНА, а затем по трубопроводу 15 подается на вход первой ступени насоса 12 второго ТНА. После этого основная часть горючего через дроссель соотношения компонентов топлива 23 подается по трубопроводу 24, через пускоотсечной клапан 25 и трубопроводы 26 и 27 в тракты регенеративного охлаждения камер 2 и 2 , после чего поступает в смесительные головки 3 и 3 . Оставшаяся часть горючего, пройдя вторую ступень 13 насоса горючего второго ТНА, подается в смесительные головки газогенераторов 6 и 7 через последовательно соединенные трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32.
Окислитель (сжиженный кислород) поступает в бустерный преднасос 36, из которого по трубопроводу 37 подается в насос 9 первого ТНА, а из него по трубопроводу 16 поступает в насос 11 второго ТНА, затем по разветвленному трубопроводу 33 и через пускоотсечные клапаны 34 и 35 подается в смесительные головки двух газогенераторов 6 и 7. От сгорания жидких топливных компонентов в окислительных газогенераторах 6 и 7 образуется генераторный газ с избытком окислителя, который поступает к турбинам 10 и 14, которые приводят во вращение насосы двух ТНА. Отработанные на турбине газы поступают в газоводы 19 и 20, а из них в смесительные головки 3 и 3 камер двигателя. В их рабочем пространстве отработанные газы дожигаются с керосином. Высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле, создавая тягу.
Для предложенной схемы двигателя в целях сравнения проведена энергетическая увязка параметров для двигателя РД171М и заявляемого двигателя при увеличении тяги на 25% по сравнению с аналогом. Расчеты показали, что применение двух ТНА, топливные насосы которых последовательно соединены между собой, позволяет увеличить тягу двигателя на 25% при снижении мощности каждого ТНА на 35-40%.
Наиболее целесообразной областью применения для предлагаемого изобретения является ЖРД с тягой от 200 до 1000 тс и выше, где достигается наибольший (в количественном выражении) технический результат. Это изобретение позволит модернизировать отечественный ЖРД РД171М, повысив его тягу до 1000 тс и более.
Читайте также: