Двигун призначений для космічних апаратів і розгінних блоків ракет-носіїв, що використовують вакуумний окислювач - рідкий кисень і вуглеводневу пальне. ЖРД містить камеру згоряння (1) з соплом (3), турбонасоси окислювача (7) угловодородного пального (9) з витратними магістралями (12, 13), з'єднані з приводними турбінами (10, 14), і газогенератор (11) з сорочкою охолодження (15). Вхід газогенератора підключений до видаткових магістралях окислювача і пального, а вхід сорочки охолодження підключений до основної видаткової магістралі пального. Причому камера згоряння має тракт охолодження (4), до якого підключений вихід з сорочки охолодження газогенератора, що з'єднує її зі змішувальної головкою (2) камери згоряння. Проходить через сорочку охолодження газогенератора основний потік вуглеводневого палива охолоджує генераторний газ до температури, що забезпечує термостійкість лопаток турбіни при спалюванні в газогенераторе палива з оптимальним співвідношенням компонентів, що підвищує економічність роботи ЖРД. 1 мул.
Малюнки до патенту РФ 2118684
Винахід відноситься до ракетно-космічній техніці і стосується конструкції рідинних ракетних двигунів (РРД), що працюють на криогенном паливі, зокрема ЖРД тягою менше 5 тс для розгінних блоків ракет-носіїв і космічних апаратів, що використовують в якості компонентів палива кріогенний окислювач - рідкий кисень і вуглеводневу пальне.
Відомий рідинний ракетний двигун, що містить камеру згоряння з соплом, турбонасоси окислювача і пального з витратними магістралями цих компонентів, пов'язані з приводний турбіною, і газогенератор, при цьому витратна магістраль одного з компонентів палива підключена до камери згоряння і пов'язана паралельною лінією з входом газогенератора, до якого підключена видаткова магістраль другого компонента, а вихід газогенератора з'єднаний з входом турбіни, вихід якої підключений до камери згоряння (Основи теорії та розрахунку рідинних ракетних двигунів / Под ред. В.М.Кудрявцева. -М: Вища школа, 1983, с. 11, рис. 1.6). При використанні відомого ЖРД в космічних апаратах або останніх щаблях ракет-носіїв в цьому ЖРД використовується кріогенне паливо - рідкий кисень (окислювач) і вуглеводневу пальне. У газогенераторе надходить весь окислювач і частина потоку пального, в результаті чого в ньому утворюється генераторний газ з дуже великим надлишком окислювача (кисню). При цьому температура генераторного газу на вході в турбіну становить кілька сотень градусів, а тиск газу за турбіною перевищує тиск в камері згоряння, що становить десятки і більш атмосфер. Особливо ця проблема характерна для ЖРД тягою менше 5 тс, коли через масштабного ефекту ККД турбонасосів зменшується і потрібне істотне підвищення температури генераторного газу для забезпечення прийнятних тисків в камері згоряння. При зазначених значеннях температури і тиску і дуже великому надлишку кисню (масове співвідношення окислювача і пального> 10) генераторний газ має вкрай високу хімічну активність по відношенню до матеріалу турбіни, що може викликати її загоряння з подальшим вибухом турбонасоса. Відбувається також зниження ресурсу роботи турбіни внаслідок підвищеного зносу її елементів. Також може статися вихід з ладу ущільнення валів турбонасосів і пального турбіни, що призведе до аварії ЖРД. Надійність даної схеми ЖРД може бути підвищена за рахунок зниження (в 2 рази) тиску в камері згоряння. Однак це пов'язано зі значним збільшенням габаритів камери згоряння, що неприйнятно з огляду на жорстких обмежень за габаритами для космічних апаратів.
Найбільш близьким до запропонованого є рідинний ракетний двигун на криогенном паливі, що містить камеру згоряння з соплом, турбонасос криогенного окислювача і турбонасос вуглеводневого палива, пов'язані з турбіною і з'єднані через витратні магістралі з камерою згоряння, і газогенератор, вхід якого підключений до магістралей окислювача і пального, а вихід з'єднаний з вхідним патрубком турбіни, що має вихлопної патрубок ( "Космонавтика". Енциклопедія. / Под ред. В. П. Глушко. -М. Сов енциклопедія, 1985, с. 217). В даному ЖРД основна кількість компонентів палива (рідкий кисень і гас) після турбонасосів надходить в камеру згоряння, а невелика частина цих компонентів надходить в газогенератор (відкрита схема ЖРД). В цьому випадку, оскільки в газогенератор вводиться лише частина окислювача, дещо знижується хімічна активність генераторного газу. Знижується також тиск газу на турбіні, оскільки вихлоп її виробляється в навколишнє середовище. Це дозволяє поліпшити умови роботи турбіни і підвищити експлуатаційну надійність двигуна. Недоліком даного ЖРД є те, що спалювання палива в газогенераторе відбувається поза діапазоном оптимальному стехиометрическом співвідношенні компонентів, а з великим надлишком або недоліком окислювача. Це обумовлено тим, що для забезпечення термостійкості лопаток турбіни необхідно підтримувати температуру генераторного газу значно нижчою, ніж температура в камері згоряння ЖРД. В результаті цього хімічна енергія надходить в газогенератор палива використовується не повністю, що знижує економічність ЖРД. Крім того, при окислювальному режимі в газогенераторе великий надлишок кисню обумовлює високу хімічну активність генераторного газу, що викликає підвищений знос елементів турбіни. При відновному режимі з великим недоліком окислювача ( <0,1) в генераторном газе образуется большое количество сажи, ухудшающей работу турбины из-за эрозии лопаток и закоксовывания ее поверхности. Недостатком данного ЖРД является также то, что турбонасосы окислителя и горючего соединены в едином турбонасосном агрегате (ТНА), поскольку их привод осуществляется от одной общей турбины. Совместная компоновка высокотемпературной турбины и насоса криогенного окислителя приводит к повышенным энергозатратам при предварительном захолаживании этого насоса, которое производится перед запуском ТНА. При этом в данном ЖРД газогенератор и ТНА с целью снижения теплопритоков размещаются на удалении от бака криогенного окислителя, что приводит к удлинению магистрали окислителя и вызывает необходимость установки на ней дополнительного (бустерного) насоса.
Завданням винаходу є підвищення економічності ЖРД, що працює на криогенном паливі, за рахунок підвищення повноти згоряння палива в газогенераторі і зниження втрат при вихлопі генераторного газу.
Рішення поставленого завдання забезпечується за рахунок того, що рідинний ракетний двигун на криогенном паливі, що містить камеру згоряння з соплом, турбонасос криогенного окислювача і турбонасос вуглеводневого палива, з'єднані через витратні магістралі з камерою згоряння, турбіну і газогенератор, вхід якого підключений до видаткових магістралях окислювача і пального, а вихід з'єднаний з входом турбіни, пов'язаної з турбонасоси пального, відповідно до винаходом забезпечений другий турбіною, пов'язаної з турбонасоси окислів я, а газогенератор забезпечений сорочкою охолодження, включеної в видаткову магістраль пального, при цьому вихід першої турбіни з'єднаний з входом другий турбіни, вихід якої з'єднаний з закритической частиною сопла камери згоряння.
Виконання в газогенераторе сорочки охолодження, включеної в видаткову магістраль пального, дозволяє спалювати паливо при оптимальному співвідношенні компонентів, оскільки в цьому випадку сорочка охолодження забезпечує зниження температури генераторного газу до величини, яка виключає його термічний вплив на лопатки першої турбіни, пов'язаної з турбонасоси пального. При цьому підвищується економічність ЖРД за рахунок значного підвищення повноти згоряння палива в газогенераторі. Наявність другої турбіни, встановленої за першої турбіною по потоку генераторного газу, дозволяє забезпечити індивідуальний привід турбонасоса криогенного окислювача. При цьому ЖРД містить самостійний турбонасосний агрегат (ТНА) подачі окислювача і ТНА подачі пального, що істотно полегшує компоновку ЖРД і дозволяє знизити втрати при його роботі. Зокрема, забезпечується можливість установки ТНА окислювача на баку криогенного окислювача, що дозволяє скоротити довжину магістралі криогенного окислювача і прибрати бустерний насос. Установка другої турбіни за першої турбіною, пов'язаної з газогенератором, забезпечує значне зниження температури генераторного газу, що надходить в ТНА окислювача, що дозволяє зменшити енерговитрати при захолажіваніі насоса вакуумного окислювача перед запуском ТНА. Підключіть другий турбіни до закритической частини сопла підвищує економічність роботи ЖРД за рахунок можливості подальшого розширення і збільшення швидкості відпрацьованого генераторного газу на виході з сопла.
Конструкція запропонованого рідинного ракетного двигуна представлена на доданому кресленні.
ЖРД містить камеру згоряння 1 зі змішувальної головкою 2 і соплом 3, що має тракт охолодження 4 і кільцевої колектор 5, встановлений в закритической частини сопла 3. До змішувача голівці 2 камери згоряння підключені видаткова магістраль окислювача 6, пов'язана через турбонасос окислювача 7 з баком криогенного окислювача (не показаний), і видаткова магістраль пального 8, пов'язана через турбонасос пального 9 з баком вуглеводневого палива (не показаний). Магістраль пального 8 підключена до змішувальної голівці 2 через тракт охолодження 4. Турбонасос 9 має приводную турбіну 10, підключену до газогенераторів 11, вхід якого лініями 12 і 13 з'єднаний з витратними магістралями окислювача 6 і пального 8. ЖРД забезпечений також другий турбіною 14, пов'язаної з турбонасоси окислювача 7, а газогенератор 11 має сорочку охолодження 15, включену в видаткову магістраль пального 8 між турбонасоси 9 і камерою згоряння 1. При цьому турбонасос 7 з турбіною 14 складають турбонасосний агрегат (ТНА) окислювача, а турбон сос 9 з турбіною 10 складають ТНА пального. Вихід турбіни 10 лінією 16 з'єднаний з входом другий турбіни 14, вихід якої лінією 17 підключений до кільцевому колектора 5, встановленому на соплі 3 камери згоряння. У видаткових магістралях окислювача 6 і пального 8 встановлені запірні клапани 18 і 19, а на лініях 12 і 13 підведення в газогенератор окислювача і пального встановлені запірні клапани 20 і 21.
При роботі ЖРД кріогенний окислювач і вуглеводневу пальне подаються турбонасосного агрегатами в камеру згоряння 1 по магістралях 6 і 8. Одночасно невелика частина окислювача і пального по лініях 12 і 13 підводиться в газогенератор 11, де спалюється при оптимальному співвідношенні компонентів, а високотемпературні продукти згоряння охолоджуються основним потоком пального, що підводиться в сорочку охолодження 15 газогенератора по видатковій магістралі 8. Що утворюється генераторний газ надходить на привід турбіни 10 турбонасоса пального 9, після котор ой частково відпрацьований газ по лінії 16 надходить на привід турбіни 14 турбонасоса окислювача 7. Відпрацьований генераторний газ через кільцевої колектор 5 вводиться в закритичних частина сопла 3, де розганяється основним потоком продуктів згорання до швидкості основного потоку.
Таким чином, в пропонованому ЖРД забезпечується робота турбонасосних агрегатів (ТНА) подачі окислювача і пального при максимальному використанні хімічної енергії палива, що спалюється в газогенераторе, що підвищує економічність роботи двигуна. Подача основного потоку вуглеводневого палива в сорочку охолодження газогенератора дозволяє знизити температуру генераторного газу і виключити його термічний вплив на лопатки турбіни. Введення відпрацьованого генераторного газу в закритичних частина сопла камери згоряння дозволяє на 50% знизити втрати в порівнянні з викидом цього газу через спеціальний вихлопної патрубок турбіни.
ФОРМУЛА ВИНАХОДУ
Рідинний ракетний двигун на рідкому кисні і вуглеводневому паливі, що містить камеру згоряння з соплом, турбонасос рідкого кисню і турбонасос вуглеводневого палива, з'єднані через витратні магістралі з камерою згоряння, турбіну і газогенератор, вхід якого підключений до видаткових магістралях окислювача і пального, а вихід з'єднаний з входом турбіни, пов'язаної з турбонасоси пального, що відрізняється тим, що він забезпечений другий турбіною, пов'язаної з турбонасоси окислювача, камера згоряння має тракт охолодження, а газо енератор забезпечений сорочкою охолодження, вхід якої підключений до основної видаткової магістралі пального, а вихід підключений до змішувальної голівці через тракт охолодження камери згоряння.