Результат интеллектуальной деятельности: ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме.

В настоящее время в создании ЖРД для перспективных ракет-носителей утверждается концепция высокой надежности и низкой стоимости жизненного цикла (разработка, изготовление и эксплуатация).

Главной задачей является обеспечение оптимального сочетания между такими основными параметрами двигателя, как удельный импульс тяги, надежность, экологическая безопасность, его массовые характеристики, а также стоимость.

Самыми распространенными экологически чистыми компонентами топлива ЖРД для средств выведения, в том числе пилотируемых, является кислород и керосин. Двигатели на этих компонентах обычно выполнены по закрытой схеме, с дожиганием окислительного генераторного газа в основной камере или без дожигания восстановительного генераторного газа.

Известны ЖРД с дожиганием генераторного газа, содержащие турбонасосный агрегат (ТНА) подачи компонентов, газогенератор, камеру, агрегаты автоматики. Здесь генераторный газ, пройдя через турбину, направляется в камеру сгорания (В.Е.Алемасов и др. Теория ракетных двигателей, М.: Машиностроение, 1969 г., стр.19, рис.1.9).

Основные свойства указанных двигателей:

- высокие энергетические характеристики и экологическая безопасность при эксплуатации;

- недостаточная надежность из-за высокого содержания в генераторном газе высокоактивного (при высокой температуре) кислорода (для окислительного газогенератора) или твердой и жидкой фазы (для восстановительного газогенератора);

- высокие значения массы и стоимости двигателя.

Как показывает предварительный анализ и опыт многолетней эксплуатации двигателей, например, семейства RL-10 (США) более надежными и с более низкой массой являются двигатели, выполненные по безгенераторной схеме. Они имеют более высокий ресурс из-за низкой температуры газа перед турбиной ТНА и требуют меньших затрат материальной части на отработку.

Известен ЖРД, работающий на компонентах кислород (O₂) и водород (Н₂), содержащий аккумулятор давления, топливные баки, соединенные с аккумулятором давления, насосы окислителя и горючего, турбину, камеру сгорания, агрегаты автоматики, трубопроводы.

Горючее, после насоса пройдя через тракт охлаждения камеры и турбину, подается в камеру сгорания, в которую насосом подается и окислитель (В.Е.Алемасов и др. Теория ракетных двигателей, М., 1969 г., стр.20, рис.1.11 - прототип).

По такой схеме выполнен ЖРД РД 0146 для ракеты-носителя (РН) "Протон" (патент РФ №2176744, МПК F 02 K 11/00, 19, 2001 г.)

Недостатком известного ЖРД являются пониженные (в сравнении с ЖРД с дожиганием генераторного газа в камере) энергетические характеристики из-за более низкого значения давления в камере сгорания.

Задачей изобретения является создание двигателя на углеводородном топливе с высоким значением удельного импульса тяги (близкого к двигателю с дожиганием окислительного генераторного газа) при сохранении конструктивной простоты, низкой массы и высокой надежности.

Поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосный агрегат подачи компонентов топлива (горючего и окислителя) в смесительную головку камеры сгорания, агрегаты управления и регулирования, трубопроводы, согласно изобретению по первому варианту, дополнительно снабжен вспомогательным турбонасосным агрегатом подачи третьего вспомогательного компонента, выходная полость насоса которого соединена с трактом охлаждения камеры, выход из охлаждающего тракта соединен с лопаточной полостью турбин вспомогательного и основного ТНА и через сопла, например рулевые, - с окружающей средой или сверхзвуковой частью сопла для создания дополнительной тяги.

Поставленная задача достигается также за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосный агрегат подачи компонентов топлива (горючего и окислителя) в смесительную головку камеры сгорания, агрегаты управления и регулирования, трубопроводы, согласно изобретению по второму варианту, двигатель снабжен вспомогательным ТНА подачи вспомогательного компонента (горючего), например водорода, выходная полость насоса которого соединена с трактом охлаждения камеры, а после охлаждающего тракта - с лопаточной полостью турбин вспомогательного и основного ТНА, но далее после турбин рабочее тело направляется в полость смесительной головки камеры сгорания.

Поставленная задача достигается также за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосный агрегат подачи компонентов топлива (горючего и окислителя) в смесительную головку камеры сгорания, агрегаты управления и регулирования, трубопроводы, согласно изобретению по третьему варианту, двигатель снабжен ТНА подачи вспомогательного компонента (горючего), например водорода, выходная полость насоса которого соединена с трактом охлаждения камеры, выход из охлаждающего тракта соединен с лопаточной полостью турбин вспомогательного и основного ТНА, но далее дотурбинная часть вспомогательного компонента после выхода из тракта охлаждения камеры соединена через дроссель с камерой сгорания, а другая часть направляется через сопла, например рулевые, в окружающую среду или в сверхзвуковую часть сопла.

В качестве вспомогательного компонента для охлаждения камеры сгорания для первого варианта используются такие охлаждающие компоненты, например как водород или гелий, а для второго и третьего варианта используется водородосодержащее горючее, преимущественно водород (H₂).

Для осуществления перепуска рабочего тела вокруг турбин для всех вариантов вход рабочего тела на турбину вспомогательного ТНА соединен с выходом после турбины основного ТНА трубопроводом, на котором установлен регулятор тяги.

Для регулирования соотношения компонентов топлива в камере сгорания всех вариантов двигателя на магистрали горючего основного ТНА установлен дроссель, а на двигателе третьего варианта дроссель установлен также и на магистрали перепуска вспомогательного компонента в камеру сгорания.

На каждой магистрали компонентов топлива установлены отсечные клапаны.

Проведенный сравнительный анализ предложенного технического решения с прототипом и другими известными решениями в данной области показал, что изложенная совокупность признаков в предложенной схеме двигателя является новой и применена впервые. Таким образом, предложенное решение соответствует критерию изобретения "новизна".

Предложенное техническое решение превосходит достигнутый уровень техники за счет использования в двигателе в качестве охладителя камеры сгорания третьего (вспомогательного) компонента горючего с высокими охлаждающими свойствами и высокой работоспособностью газа для привода турбин основного и вспомогательного ТНА с последующим выбросом газа через специальные сопла, создающими дополнительную тягу, что позволяет улучшить удельные массово-энергетические характеристики двигателя, повысить его надежность и не является очевидным для среднего специалиста в данной области.

Таким образом, предложение соответствует критерию изобретения "изобретательский уровень".

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 приведена схема первого варианта предложенного безгенераторного ЖРД без дожигания, на фиг.2 - второй вариант схемы безгенераторного ЖРД с дожиганием, на фиг.3 - комбинированная схема безгенераторного ЖРД - третий вариант.

Основными элементами двигателя являются:

1 - камера сгорания;

2 - турбонасосный агрегат основных компонентов;

3 - насос окислителя основных компонентов;

4 - насос горючего основных компонентов;

5 - турбина насоса основных компонентов;

6 - вспомогательный турбонасосный агрегат вспомогательного (третьего) компонента;

7 - насос вспомогательного компонента;

8 - турбина насоса вспомогательного компонента;

9 - полость горючего;

10 - полость окислителя;

11 - сопло выброса;

12 - полость вспомогательного компонента;

13 - магистраль перепуска;

14 - регулятор тяги двигателя;

15 - магистраль горючего;

16 - дроссель соотношения компонентов топлива;

17 - магистраль окислителя;

18 - магистраль вспомогательного компонента;

19, 20, 21 - отсечные клапаны;

22 - магистраль;

23 - дроссель.

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2 основных компонентов топлива, включающий в себя насос окислителя 3, насос горючего 4 и турбину 5, вспомогательный турбонасосный агрегат 6 вспомогательного компонента горючего, который состоит из насоса 7 и турбины 8.

Выходная полость насоса горючего (Г) 4 и окислителя (О) 3 ТНА 2 основных компонентов соединены с соответствующими полостями 9, 10 смесительной головки камеры сгорания, откуда компоненты поступают в камеру сгорания, где смесь воспламеняется, сгорает и выбрасывается из сопла, создавая тягу двигателя.

Для охлаждения камеры в схеме двигателя используется вспомогательный компонент с высокими охлаждающими свойствами и высокой работоспособностью газа, например, водород или гелий, для подачи которого в рубашку камеры в схему введен вспомогательный турбонасосный агрегат 6, состоящий из насоса 7 и турбины 8. Выход компонента из рубашки камеры соединен с лопаточной полостью турбины 8 вспомогательного ТНА 6, затем с лопаточной полостью турбины 5 основного ТНА 2 и далее с соплом выброса компонента в окружающую среду или с рулевыми соплами.

Во втором варианте двигателя компонент (горючее) после турбины 5 основного ТНА 2 направляется во вспомогательную полость 12 смесительной головки камеры сгорания.

В третьем варианте дотурбинная часть вспомогательного компонента после выхода из тракта охлаждения камеры соединена магистралью 22 через дроссель 23 с камерой сгорания, а другая часть после выхода из тракта охлаждения соединена с лопаточной полостью турбины 8 вспомогательного ТНА и турбины 5 основного ТНА и через специальные сопла 11 с окружающей средой или сверхзвуковой частью сопла.

Для двигателя, выполненного по такой схеме оптимального сочетания между энергетическими параметрами двигателя и массой вспомогательного горючего обеспечивается при следующем соотношении расхода вспомогательного горючего:

где m_3K - расход части третьего компонента (вспомогательного горючего), идущего на дожигание в камеру сгорания, кг/с;

m₃ - расход третьего компонента (вспомогательного горючего), идущего через двигатель, кг/с.

Для регулирования тяги двигателя для всех вариантов на магистрали 13 перепуска рабочего тела, соединяющей входную полость турбины 8 вспомогательного ТНА 6 с выходной полостью турбины 5 основного ТНА 2, установлен регулятор тяги 14.

Для регулирования соотношения компонентов горючего и окислителя для всех вариантов на магистрали горючего 15 установлен дроссель 16, а для третьего варианта дроссель установлен и на магистрали 22.

На каждой из магистралей горючего 15 окислителя 17 и вспомогательного охлаждающего компонента 18 установлены отсечные клапаны 19, 20, 21.

Предложенный ЖРД работает следующим образом.

Компоненты основного топлива горючее и окислитель подаются в камеру сгорания 1 с помощью насосов 3, 4, которые приводятся турбиной 5. Третий (вспомогательный) компонент насосом 7 подается в рубашку камеры сгорания 1, охлаждает ее, направляется на привод турбины 8 насоса-охладителя 7, затем - на привод турбины 5 насосов основных компонентов, после чего выбрасывается через специальные сопла 11, которые создают дополнительную тягу, или подается в камеру сгорания, где сжигается с основными компонентами.

В ЖРД, выполненному по такой схеме, достигается более высокий удельный импульс тяги по сравнению с двухкомпонентным ЖРД.

Используя в двигателе для охлаждения камеры и привода турбонасосных агрегатов третьего (вспомогательного) компонента с хорошими охлаждающими свойствами и высокой работоспособностью газа после тракта охлаждения (с высоким значением газовой постоянной, например водород), минимальным расходом обеспечивается надежное охлаждение камеры сгорания (без организации внутреннего завесного охлаждения) и привод турбонасосных агрегатов двигателя, которые подают основное топливо в камеру с высоким давлением.

За счет высокого значения газовой постоянной (примерно на порядок превышающего газовую постоянную продуктов сгорания углеводородного топлива) удельный импульс тяги сопл выброса близок к удельным параметрам камеры, работающей на углеводородном топливе, что позволяет двигателю, выполненному по схеме без дожигания, иметь удельные энергетические характеристики, практически равные двигателю с дожиганием окислительного генераторного газа при значительном снижении массы двигателя, упрощении его конструкции и высокой надежности.