ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД) НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ С ЗАМКНУТЫМ КОНТУРОМ ПРИВОДА ТУРБИНЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области ракетной техники, более узко - к конструированию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

В большинстве существующих ЖРД турбинный привод насосов рабочих компонентов (окислителя и горючего) осуществляется за счет срабатывания энергии газа, получаемого в специальном агрегате - газогенераторе (ГГ). ГГ работает на основных компонентах, но в режиме неполного сгорания (так называемые восстановительные ГГ) или избытка окислителя (окислительные ГГ), чтобы обеспечить температуру, приемлемую для работы силовой турбины (обычно это 500... 700^oC). Отработанный турбогаз затем либо выбрасывается наружу через специальный выхлопной патрубок (в схемах, условно называемых "открытыми", более простых и преобладавших в начале развития ЖРД), либо поступает в основную камеру сгорания, где участвует в дальнейшем рабочем процессе (такие "замкнутые" схемы более экономичны и являются основой современных ЖРД).

К настоящему времени наиболее совершенные ЖРД выполняются по "замкнутой" схеме. Освоенный на сегодня уровень давления в камере сгорания высок - до 250 кгс/см², что обусловливает большую степень расширения газа в сопле камеры и высокий удельный импульс. Однако ценой этого является необходимость получения на выходе из насосов турбонасосного агрегата (ТНА) чрезвычайно больших давлений (до 500 кгс/см²) и создания сложных теплонапряженных узлов газогенератора и турбины (особенно из-за опасности самовозгорания наиболее напряженных элементов конструкции в окислительном турбогазе).

Основоположник советского ЖРД-строения В. П.Глушко для наиболее распространенных в практике кислород-керосиновых двигателей предложил (В.П.Глушко. Основы устройства реактивных двигателей на жидком топливе, 1 часть, Курс лекций, прочитанных в 1947-1948 гг., Издание МВТУ им. Баумана, стр. 165) идею привода турбины ТНА турбогазом от отдельного циркуляционного контура с независимым рабочим телом. Последнее нагревается и газифицируется непосредственно в тракте охлаждения камеры и после срабатывания конденсируется за счет отвода тепла основными компонентами двигателя (преимущественно жидким кислородом), а затем возвращается насосом в рубашку охлаждения, чем обеспечивается термодинамическое замыкание рабочего цикла, по существу - варианта общеизвестного паро-жидкостного цикла Ренкина ("...Более радикально и изящно решается задача повышения эффективности двигателя при использовании замкнутой системы питания турбины, обеспечивающей в то же время охлаждение двигателя. В данном случае расход вещества места не имеет, а от камеры сгорания отводится тепло на испарение и подогрев рабочего тела (теплоносителя), причем это тепло практически целиком возвращается обратно в камеру сгорания вместе с топливом, частично в виде энергии, сообщенной компонентам топлива насосами, частично в виде тепла, переданного компонентам топлива в конденсаторах...").

В. П. Глушко показано, что предлагаемый принцип весьма экономичен и позволяет радикально поднять рабочее давление в камере сгорания, тем самым обеспечивая максимум удельной тяги.

Идея непосредственного использования камерного тепла для получения турбогаза практически реализована в кислородно-водородном "безгазогенераторном" двигателе RL-10, разработанном в 60-х годах в США (его описание дано, например, в книге: Гахун Г.Г. (ред.). Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989 г., стр. 98). В этом двигателе весь расход водорода после выхода из насоса ТНА пропускается через рубашку, осуществляя надлежащее охлаждение камеры, где газифицируется и нагревается до температуры, обеспечивающей необходимую мощность силовой турбины ТНА, а с выхода из турбины поступает в камеру сгорания.

Достоинством этой схемы является сравнительная простота, прежде всего определяемая отсутствием газогенератора. Однако в данном случае из-за высокого противодавления за турбиной в условиях ограниченной теплогенерационной способности камеры достижимый уровень давления в камере невысок и применимость схемы ограничивается лишь водородным горючим.

Более универсальный безгазогенераторный принцип построения схемы ЖРД В. П.Глушко на основе отдельного замкнутого контура привода ТНА конкретизирован в патенте США 1967 г. N 3516254 (кл. F 02 K 9/02). Это техническое решение принимаем за прототип изобретения.

В этом случае, опять же на кислородно-водородном примере, введен автономный замкнутый аммиачный контур охлаждения камеры и привода силовой турбины с теплообменником-конденсатором на байпасе напорной ветви водородной магистрали и собственным циркуляционным насосом. Регулирование двигателя обеспечивается изменением расхода через упомянутый водородный байпас, а также байпасированием турбины (вопросы запуска двигателя не затронуты).

Конкретные расчеты показывают, что практическое воплощение описанной схемы осложняется трудностями энергетической увязки насосной и турбинной частей ТНА, опасностью замораживания конденсата в холодильнике, недостаточностью проработки вопросов регулирования.

Решаемая изобретением задача - расширение функциональных возможностей безгазогенераторной схемы ЖРД с замкнутым или полузамкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата.

Технический результат, который может быть получен:
- повышение агрегатов по теплонапряженности и прочностным нагрузкам;
- снижение стоимости ЖРД за счет использования менее дорогостоящих материалов.

Сущность изобретения заключается в том, что в ЖРД на криогенных компонентах топлива, включающем камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и замкнутый контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный в выходной магистрали одного из насосов, который соединен со входом циркуляционного насоса, и регулирующий орган, установленный в этом контуре. В магистрали, соединяющей выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, запитанном из выходных магистралей насосов горючего и окислителя, при этом выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя подключен к выходной магистрали насоса окислителя за местом отбора окислителя в газогенератор из выходной магистрали насоса, а между ними в этой магистрали установлено дросселирующее устройство. Теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали насоса окислителя, в качестве которого используется жидкий кислород. На трубопроводе питания газогенератора горючим установлен регулятор расхода.

Кроме того, на валу турбины установлены насосы горючего и окислителя и циркуляционный насос замкнутого контура, при этом в качестве рабочего тела турбины используется аммиак.

Причем теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали насоса окислителя после места ввода теплоносителя с выхода теплообменника-нагревателя, а на выходе из теплообменника-конденсатора установлен регулятор расхода.

К тому же между выходом и входом циркуляционного насоса замкнутого контура подключена байпасная магистраль, которая содержит пусковой насос и обратный клапан, а в выходной магистрали циркуляционного насоса, перед местом подсоединения байпасной магистрали, также установлен обратный клапан. Привод пускового насоса является автономным, соединен с насосом через разъемную муфту и расположен на наземном пусковом устройстве ракеты.

Сущность изобретения заключается также в том, что в ЖРД на криогенных компонентах топлива, включающем камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный в выходной магистрали одного из насосов, и который через замыкающий участок контура соединен со входом циркуляционного насоса, в трубопроводе, соединяющем выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, запитанном из выходных магистралей насосов горючего и окислителя, причем теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали криогенного насоса жидкого кислорода, а в замыкающий участок контура входит насос горючего, являющийся одновременно и циркуляционным насосом, на выходе которого установлен управляемый делитель расхода, один из выходов которого соединен со смесительной головкой камеры, а другой - с трактом регенеративного охлаждения камеры, а магистраль питания газогенератора горючим содержит регулятор расхода, и между выходом насоса горючего и входом в тракт регенеративного охлаждения камеры установлена байпасная магистраль, содержащая пусковой насос, а на выходе управляемого делителя расхода, в сторону тракта регенеративного охлаждения камеры, установлен обратный клапан.

Кроме того, в контуре рабочего тела турбины, в магистрали между выходом из теплообменника-конденсатора и входом в насос горючего, последовательно установлены регулятор расхода и обратный клапан.

При этом рабочим телом турбины турбонасосного агрегата является горючее, отбираемое с выходной магистрали насоса горючего и подаваемое в тракт регенеративного охлаждения камеры.

Приводом пускового насоса является автономный привод, который соединен с указанным насосом через разъемную муфту.

Изобретение описывается на примере его конкретного осуществления со ссылками на чертежи.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема ЖРД с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата.

На фиг. 2 представлена принципиальная схема ЖРД с полузамкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата.

ЖРД (фиг. 1) содержит камеру 1 со смесительной головкой 2 и трактом регенеративного охлаждения 3, турбонасосный агрегат 4 с насосами окислителя 5 и горючего 6. Выходные магистрали 7 и 8 насосов окислителя 5 и горючего 6 соединены со смесительной головкой 2. В схему ЖРД входит замкнутый контур 9 привода турбины 10 турбонасосного агрегата 4. В указанный контур входит последовательно соединенные между собой циркуляционный насос 11, обратный клапан 22, тракт регенеративного охлаждения 3, теплообменник-нагреватель 12, турбина 10, теплообменник-конденсатор 13, регулятор расхода 14, выход которого соединен со входом в циркуляционный насос 11. Циркуляционный насос 11 также установлен на валу турбины 10. К входной магистрали циркуляционного насоса 11 подключена емкость 15 с компонентом, питающая контур 9 привода турбины 10.

Теплоносителем теплообменника-нагревателя 12 является окислительный газ (газ с избытком окислителя), получаемый в газогенераторе 16, запитанном из выходных магистралей насосов горючего 6 и окислителя 5. На магистрали питания газогенератора горючим установлен регулятор расхода 17. Выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя 12 подключен к выходной магистрали 7 насоса окислителя 5. В этой же магистрали насоса окислителя 5 установлено дросселирующее устройство 18. Это устройство может быть различной конструкции, в частности, оно может быть выполнено в виде дроссельной шайбы. Теплообменник-конденсатор 13 установлен на выходной магистрали 7 насоса окислителя 5 после места ввода теплоносителя с выхода теплообменника.

Дроссельное устройство 18, установленное в магистрали насоса окислителя 5, необходимо для того, чтобы понизить давление окислителя в этой магистрали и обеспечить ввод горячего окислительного газа из теплообменника-нагревателя 12. Введение в схему газогенератора 16, питаемого от основных насосов горючего и окислителя, обеспечивает подогрев турбогаза в теплообменнике-нагревателе 12 и, соответственно, регулирование тяги двигателя, последующую газификацию кислорода в выходной магистрали насоса 5 до температуры не ниже 195 K, при которой не произойдет замерзание отработанного рабочего газа турбины (например, аммиака).

Для запуска ЖРД в схеме двигателя предусмотрена байпасная магистраль 19, подключенная между входом и выходом циркуляционного насоса 11. В эту магистраль входит пусковой насос 20 и обратный клапан 21. В выходной магистрали циркуляционного насоса 11, перед местом подсоединения байпасной магистрали, установлен обратный клапан 22. Привод пускового насоса 20 является автономным и соединен с ним через разъемную муфту (не показано), срабатывающую после достижения определенного режима. В качестве привода пускового насоса может быть использована, например, турбина с пиро- или пневмоприводом.

В альтернативном варианте подобный пусковой насос 23 устанавливается в жидкостной ветви замкнутого контура между теплообменником-конденсатором 13 и циркуляционным насосом 11. Этот пусковой насос вместе с приводом может быть размещен на пусковом устройстве ракеты.

Описанная выше схема двигателя с независимым замкнутым контуром привода турбины предпочтительна для пары жидкий кислород - керосин. В этом случае для заполнения рабочего контура могут быть использованы такие рабочие тела, например, как вода, метан, аммиак. Хотя недостатком воды является опасность ее замерзания в теплообменнике-конденсаторе, а мощность нагнетания метана из-за его малой плотности относительно велика. Таким образом, по совокупности свойств наиболее практичным оказывается аммиак.

Эффективность этой схемы определяется возможностью одновременного выполнения нескольких условий:
- достаточностью тепловой энергии, получаемой в тракте регенеративного охлаждения 3 камеры 1 для привода турбины 10 (с учетом мощности циркуляционного насоса 11);
- исключением опасности замерзания отработанного турбогаза в теплообменнике-конденсаторе 13;
- достаточностью тепловой энергии отработанного турбогаза в конденсаторе для газификации кислорода.

Схема ЖРД, представленная на фиг. 2, может быть реализована в том случае, когда горючее по своим теплофизическим свойствам не только может быть использовано как охладитель камеры, но и превращено в турбогаз требуемой энергетической эффективности и в дальнейшем сконденсировано с помощью окислителя. Таким горючим может служить метан.

ЖРД (фиг. 2) содержит камеру 24 со смесительной головкой 25 и тракт регенеративного охлаждения 26, турбонасосный агрегат 27 с насосом окислителя 28 и горючего 29. Выходная магистраль 30 насоса окислителя 28 подключена к смесительной головке 25 камеры 24, а выходная магистраль 31 насоса горючего 29 подключена к смесительной головке 25 через управляемый делитель расхода 32.

В схему ЖРД входит полузамкнутый контур 33 привода турбины 34 турбонасосного агрегата 27. В указанный контур входят насос горючего 29, являющийся одновременно и циркуляционным насосом этого контура. Выходная магистраль 31 этого насоса соединена с управляемым делителем расхода 32 со смесительной головкой 25 и через обратный клапан 35 - трактом регенеративного охлаждения 26 камеры 24. Выход указанного тракта соединен с теплообменником-нагревателем 36 и далее с турбиной 34, которая далее по потоку соединена с теплообменником-конденсатором 37. Выход из теплообменника-конденсатора соединен со входом в насос горючего 29 через регулятор расхода 38 и обратный клапан 39. Таким образом регулятор расхода 38, обратный клапан 39, насос горючего 29 (циркуляционный насос контура), управляемый делитель расхода 32 и обратный клапан 35 образуют замыкающий участок контура привода турбины 34.

Теплоносителем теплообменника-нагревателя 36 является окислительный газ (газ с избытком окислителя), получаемый в газогенераторе 40, запитанном из выходных магистралей 30 и 31 насосов горючего 29 и окислителя 28. В магистрали питания газогенератора горючим 41 установлен регулятор соотношения компонентов 42. Выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя 36 соединен с выходной магистралью 30 насоса окислителя. Теплообменник-конденсатор 37 установлен на выходной магистрали 30 насоса окислителя между местом отбора окислителя в магистраль питания 43 газогенератора 40 и местом ввода теплоносителя с выхода из теплообменника-нагревателя в выходную магистраль насоса-окислителя 28.

Для запуска ЖРД в этой схеме двигателя предусмотрен пусковой насос 44, вход которого соединен с выходом насоса горючего 29, а выход соединен с входом тракта регенеративного охлаждения 26. Привод пускового насоса является автономным и соединен с ним через разъемную муфту, срабатывающую после достижения определенного режима.

Работа двигателя
Запуск двигателя, заполненного по схемам (фиг. 1 и 2), начинается с открытия пускоотсечных клапанов, установленных во входных магистралях насосов горючего 5 (28) и окислителя 6 (29) (не показаны) и поступления компонентов в камеру 1 (24) самотеком (под давлением наддува баков) с их последующим воспламенением (не показано).

Для обеспечения циркуляции охладителя (компонента контура привода турбины турбонасосного агрегата) камеры как с целью надежного теплоотвода, так и для получения турбогаза на начальной стадии запуска двигателя для постепенной раскрутки турбонасосного агрегата 4 (27), приводят во вращение пусковой насос 20 (44) с помощью привода (не показан). В качестве привода пускового насоса используется турбина с пиро- или пневмоприводом (не показана). При этом обратный клапан 21 открывается, а обратный клапан 22 закрывается (фиг. 1). Обратный клапан 35 закрывается, а обратный клапан 39 открывается (фиг. 2). Одновременно компоненты топлива из насосов 5 и 6 (28 и 29) поступают в газогенератор 16 (40), где они воспламеняются. Газ с выхода из газогенератора 16 (40) поступает в теплообменник-нагреватель 22 (36). Рабочее тело замкнутого контура 9 (33), проходя по тракту регенеративного охлаждения 3 (26) камеры газифицируется, приобретая при этом достаточно высокую тепловую энергию, а затем поступает в теплообменник-нагреватель 12 (36), в котором газообразное рабочее тело турбины приобретает дополнительную тепловую энергию. После чего оно поступает на вход турбины 10 (34) привода ТНА 4 (27). Регулирование тепловой энергии газообразного тела турбины осуществляется с помощью регулятора соотношения компонентов 16 (42). Отработанное после турбины 10 рабочее тело через регулятор расхода 14 поступает в теплообменник-конденсатор 13, где он конденсируется, а затем поступает на вход циркуляционного насоса.

В течение этого времени работы двигателя происходит постепенное раскручивание турбины. По мере роста оборотов (давления) за насосами окислителя и горючего происходит отключение пускового насоса 20 (44), закрытие обратных клапанов 21 и открытие обратных клапанов 22 (35). Отключение пускового насоса осуществляется через разъемную муфту. При этом контур привода турбины ТНА начинает работать от циркуляционного насоса 11 (фиг. 1) и насос горючего 29 (фиг. 2).

Регулирование тяги двигателя на номинальном режиме обеспечивается управлением расходом горючего с помощью регулятора соотношения компонентов 16 (42) - изменением температуры турбогаза.

Управляя регулятором расхода 14 (38) в жидкостной магистрали контура привода турбины ТНА, можно также регулировать тягу двигателя.

Промышленная применяемость
Изобретение предназначено для использования в ракетной технике для ЖРД на криогенных компонентах топлива и имеющих контур привода турбины ТНА. В настоящее время ведутся проектные работы по созданию ЖРД, использующего такие компоненты топлива, как керосин и жидкий кислород.