Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Область техники

Данное изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем.

Предшествующий уровень техники

Одним из способов повышения энергетических характеристик ЖРД с дожиганием генераторного газа с целью увеличения массы полезного груза является увеличение их номинальной тяги (форсирование). Форсирование двигателей обеспечивается за счет повышения температуры генераторного газа на входе в турбину турбонасосного агрегата (ТНА). При этом увеличивается скорость вращения ротора ТНА. В результате возрастают силовые и тепловые нагрузки на конструкцию двигателя, что может привести к снижению ресурса и надежности. При форсировании двигателя появляются трудности, связанные с охлаждением камеры двигателя.

Другим способом повышения энергетических характеристик ЖРД является применение высокоэффективных топлив.

Например, известна топливная пара для ЖРД, включающая углеводородное горючее и жидкий кислород, при этом в качестве углеводородного горючего применяют:

- индивидуальный углеводород дициклобутил (C8H10), защищенный патентом РФ №2146334, МПК, F02K, 9/42, 2000 г.;

- индивидуальный углеводород 1-метил-1,2 дициклопропилциклопропана (C10H16), защищенный патентом РФ №2233385, МПК, F02K, 9/42, 2004 г.

Применение этих углеводородных горючих дает возможность получить прирост удельного импульса (от 4,8 до 5,5) по сравнению с топливом на основе керосина. Кроме того, использование этих топлив не требует существенных конструктивных переделок существующих ЖРД. Однако, производство этих топлив отличается дороговизной и считается экологически вредным.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является создание способа, позволяющего повысить энергетические характеристики ЖРД за счет использования экологически чистого и не дорогостоящего углеводородного горючего на основе керосина.

Эта задача решена за счет того, что в способе повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·10⁶ до 4,9·10⁶ в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D₂ определяют по формуле

D₁ - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего;

A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ;

B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ;

- отношение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения к напору насоса подачи компонента без ПИБ,

чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине.

Технический результат состоит в увеличении массы полезного груза ракеты-носителя при работе двигателя на форсированном режиме. На номинальном режиме температура генераторного газа на входе в турбину и обороты ротора ТНА остаются ниже значений этих параметров при работе двигателя на чистом керосине.

Сущность предлагаемого способа можно понять из графиков, приведенных на фиг.1. Они показывают зависимость напорных характеристик насоса горючего и гидросопротивления магистрали горючего от расхода компонента через эту магистраль. По оси ординат отложено давление P, а по оси абсцисс - расход компонента через магистраль горючего .

Точка А пересечения кривых 1 и 5 определяет номинальный расход компонента, который установится в системе при номинальном соотношении компонентов и при работе двигателя на номинальном режиме с использованием чистого керосина и с не подрезанной крыльчаткой насоса горючего. При работе двигателя на керосине с присадкой ПИБ и без подрезки крыльчатки насос горючего (точка С) расход горючего будет иметь повышенное значение ′. Точка С пересечения кривых 2 и 6 определяет повышенный расход компонента, который установится в системе при работе двигателя на керосине с жидкой присадкой ПИБ с не подрезанной крыльчаткой насоса горючего. Точка В пересечения кривых 4 и 6 определяет номинальный расход компонента с подрезанной крыльчаткой и при работе двигателя на керосине с присадкой ПИБ.

Снижение гидросопротивления в магистрали (кривая 6) потребует меньшего напора насос горючего для заданного расхода ( _ном). Для того чтобы обеспечить работу двигателя на номинальном режиме необходимо подрезать крыльчатку насоса горючего и тем самым выдержать заданное (номинальное) соотношение компонентов. Подрезку крыльчатки насоса горючего осуществляют в соответствии с формулой, приведенной выше. В результате этого напор насоса снизится, и точка С перейдет в точку В (фиг.1), а режим работы двигателя будет соответствовать режиму номинальной тяги при прежнем соотношении компонентов.

В табл.1-3 приведены результаты расчетов основных параметров, в том числе, температуры генераторного газа и оборотов ротора турбонасосного агрегата для двигателя РД-171М при работе на двух форсированных режимах (табл.1, 3) и номинальном режиме (табл.2).

На фиг.2 приведен график, показывающий зависимость приростов оборотов ротора ТНА температуры генераторного газа ΔT на входе в турбину от изменения тяги ΔR двигателя, работающего на чистом керосине и на керосине с жидкой присадкой ПИБ. Из этого графика видно, что при наличии жидкой присадки ПИБ в керосине при работе двигателя на номинальном режиме происходит снижение температуры генераторного газа на входе в турбину (прямые E) и оборотов, ротора ТНА (прямые D). Графики построены по данным табл.1-3.

В табл.2 приведены результаты расчета температуры генераторного газа и оборотов ротора ТНА для двигателя РД-171М при работе на номинальном режиме (с подрезкой крыльчатки насоса горючего по наружному диаметру).

В табл.3 приведены результаты расчета температуры генераторного газа и оборотов ротора ТНА для двигателя РД-171М при работе на форсированном режиме (с подрезкой крыльчатки насоса горючего по наружному диаметру).

При работе двигателя на этом режиме (тяга двигателя увеличена на 4,6%) напор насоса горючего будет соответствовать величине суммарного эффекта от увеличения напора насоса и снижения гидропотерь в тракте регенеративного охлаждения камеры, при этом температура генераторного газа на входе в турбину будет оставаться меньше номинального значения, а скорость вращения ротора ТНА останется на прежнем уровне.

Из приведенных данных (см. табл.2) следует, что использование указанной присадки оптимальной концентрации (около 0,05% по массе) в керосине при работе двигателей РД-171М на номинальном режиме позволяет одновременно снизить температуру генераторного газа более чем на 7% и уменьшить скорость вращения ротора ТНА более чем на 1%.

Применение полимерной присадки в ЖРД с дожиганием турбогаза позволяет:

- либо понизить температуру генераторного газа на входе в турбину на 50°-60°C при номинальном значении тяги. Тем самым повышается стойкость к возгоранию в газовом тракте, улучшается напряженно-деформированное состояние конструкции и, следовательно, повышается ресурс и надежность двигателя в целом;

- либо, не повышая температуру генераторного газа, форсировать двигатель по тяге, что дает увеличение массы полезного груза, выводимого носителем.

В двигателях без дожигания уменьшение потребной мощности ТНА позволит уменьшить запас рабочего тела турбины на борту РН. Это дает увеличение массы полезного груза.

Промышленное применение

Применение присадки ПИБ в РН «Зенит» позволит, при необходимости. форсировать маршевые двигатели в «щадящем режиме». Например, при форсировании двигателя РД-171М с ПИБ в керосине на 5% обороты ТНА возрастут всего лишь на 340 об/мин (мри работе с чистым керосином - на 490 об/мин). При этом температура генераторного газа T_гг будет даже меньше номинальной на 25°C.