RU158449U1 - Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа - Google Patents

Abstract

Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа, содержащий камеру двигателя, турбонасосную систему подачи компонентов топлива, восстановительный двухкомпонентный газогенератор (ЖГГ), газификатор, бустерные насосные агрегаты, установленные на входе основных насосов горючего и окислителя, систему запуска двигателя, предназначенную для обеспечения воспламенения компонентов в газогенераторе, камере и газификаторе, и систему регулирования двигателя, отличающийся тем, что в схеме двигателя применены два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат горючего и турбонасосный агрегат окислителя, причем в турбонасосном агрегате горючего установлен дополнительный насос второго горючего, предназначенного для питания ЖГГ, система запуска газификатора включает в себя ампулу с пусковым горючим, выход из которой соединен с камерой смешения газификатора, которая также соединена с выходом насоса жидкого кислорода, а также включает два лазерных устройства (ЛЗУ), установленных в камере сгорания двигателя и в ЖГГ, кроме того, в систему запуска входят две пиромембраны, установленные на входных магистралях двигателя горючего и окислителя, и пироклапан, установленный во входной магистрали дополнительного насоса аммиака, при этом на основных магистралях двигателя установлены нормально-открытые пироклапаны, а в системе регулирования ЖГГ установлены регулятор тяги и регулятор соотношения компонентов, которые управляются одним электроприводом.

Description

Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа

Область техники

Полезная модель относится к ракетной технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) без дожигания генераторного газа, в которых камера сгорания работает по схеме «газ-жидкость».

Предшествующий уровень техники

Современные ЖРД с дожиганием генераторного газа практически исчерпали путь к дальнейшему совершенствованию. Предельно высокие давления (до 30 МПа) и температуры (порядка 3000°K) в камере сгорания (главные пути повышения удельного импульса), как следствие - сложнейшие конструкции агрегатов и средств автоматики (газогенераторы и т.д.), все это ведет к удорожанию разработки, испытаний и доводки ЖРД и, естественно увеличению стоимости.

Одна из концепций усовершенствования ракетных двигателей нового поколения - переход на схему без дожигания генераторного газа (открытой схемы) и восстановительный газогенератор. Эта схема менее энергонапряжена, проста и обладает рядом преимуществ: относительно низкое давление в камере сгорания, менее сложные агрегаты автоматики, более упрощенная отработка и эксплуатация. Недостатки этой схемы частично компенсируется вводом отработанного генераторного газа в сопло, там он дорасширяется, создавая дополнительную тягу.

Известен ЖРД без дожигания генераторного газа (ЖРД Мерлин 1, Мерлин 2, Коммерческой фирмы «Space Exploration Corporation", USA I) включающий в себя камеру, турбонасосную систему подачи компонентов топлива (жидкий кислород и керосин RP-1). На валу ТНА расположена турбина, насос горючего и насос окислителя. Привод турбины ТНА осуществляется восстановительным генераторным газом, вырабатываемым в двухкомпонентном газогенераторе путем сжигания в нем части компонентов топлива с избытком горючего. Генераторный газ проходит сначала через турбину ТНА, а затем поступает в теплообменник для подогрева гелия, поступающего из специального баллона, и идущего на наддува кислородного бака ракеты, а затем вводится в коллектор ввода в охлаждающий тракт камеры. Далее генераторный газ из тракта выбрасывается в атмосферу. Такое техническое решение является одним из отличительных признаков указанного двигателя.

Другим отличительным признаком является применение в смесительной головке камеры штыревой форсунки - новый способ смесеобразования.

Регулирование двигателя по тяге осуществляется регулятором тяги, установленным на магистрали подачи окислителя в газогенератор, а регулирование по соотношению компонентов - дросселем, установленный на магистрали горючего. Аналог предлагаемого изобретения.

Все эти конструктивные изменения дают на выходе для этих двигателей удельный импульс (282 с, 311 с. ) при тяге (67 тс, 74 тс) и давлений в камере сгорания 96,63 тс.

Известен кислородно-керосиновый ЖРД без дожигания генераторного газа, содержащий камеру двигателя, включающую в себя камеру сгорания, смесительную головку и сопло, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, насосов окислителя и горючего, восстановительный двухкомпонентный газогенератор (ЖГГ), газификатор, установленный между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания, включающий в себя две камеры смешения, при этом в первой камере происходит выработка высокотемпературного газа при сжигании керосина в жидком кислороде при стехиометрическом соотношении (α~~1), а во второй камере - газификация большей части жидкого кислорода за счет прямого контакта высокотемпературного газа с жидким кислородом. Кроме того, двигатель содержит системы регулирования, запуска и останова (см. патент RU №2459970, МКИ F02K 9/48, 2012 г.). Прототип предлагаемой модели.

Недостатки прототипа:

- применение восстановительного ЖГГ приводит к низкой полноте сгорания и отложениям углерода в соплах турбины и других местах тракта турбинного газа, снижающим ее КПД;

- применение химического зажигания для воспламенения кислородно-керосинового топлива - несамовоспламеняющихся компонентов топлива, приводит к усложнению двигателя;

- имеется резерв повышения энергетических характеристик двигателя за счет использования более эффективного горючего, чем керосин.

Раскрытие полезной модели

Задачей предлагаемой полезной модели является создание двигателя с более высокими энергетическими характеристиками, упрощенной системой зажигания компонентов в газогенераторе и камере двигателя.

Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе с дожиганием генераторного газа, содержащем камеру двигателя, турбонасосную систему подачи компонентов топлива, восстановительный двухкомпонентный газогенератор (ЖГГ), газификатор, бустерные насосные агрегаты, установленные на входе основных насосов горючего и окислителя, систему запуска двигателя, предназначенную для обеспечения воспламенения компонентов в газогенераторе, камере и газификаторе, и систему регулирования двигателя, отличающийся тем, что в схеме двигателя применены два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат горючего и турбонасосный агрегат окислителя, причем в турбонасосном агрегате горючего установлен дополнительный насос второго горючего, предназначенного для питания ЖГГ, система запуска газификатора включает в себя ампулу с пусковым горючим, выход из которой соединен с камерой смешения газификатора, которая также соединена с выходом насоса жидкого кислорода, а также включает два лазерных устройства (ЛЗУ), установленных в камере сгорания двигателя и в ЖГГ, кроме того, в систему запуска входят две пиромембраны, установленные на входных магистралях двигателя горючего и окислителя, и пироклапан, установленный во входной магистрали дополнительного насоса второго горючего, при этом на основных магистралях двигателя установлены нормально-открытые пироклапаны, а в системе регулирования ЖГГ установлены регулятор тяги и регулятор соотношения компонентов, которые управляются одним электроприводом.

Технический результат состоит в достижении более высоких энергетических характеристик двигателя, в упрощении его системы запуска и зажигания.

Описание полезной модели

На фиг. представлена пневмогидравлическая схема жидкостного ракетного двигателя.

Как видно на фиг. ЖРД содержит камеру 1, включающую в себя камеру сгорания 2, смесительную головку 3 и сопло 4, два турбонасосных агрегата (ТНА): ТНА подачи горючего 5 и ТНА подачи окислителя 6, восстановительный двухкомпонентный газогенератор (ЖГГ) 7 и газификатор 8.

ТНА подачи горючего состоит из турбины 9 и двух насосов горючего - насоса основного горючего 10 и дополнительного насоса второго горючего 11.

ТНА подвода окислителя состоит из турбины 12 и насоса окислителя 13, на входе которого установлен бустерный турбонасосный агрегат (БТНА) 14.

На входе насоса горючего 10 установлен бустерный турбонасосный агрегат (БТНА) 15, турбина 16 которого питается основным горючим с выхода основного насоса горючего 10 через трубопровод 17.

На входе насоса окислителя 13 установлен бустерный турбонасосный агрегат (БТНА) 14, турбина 18 которого питается с выхода насоса окислителя 13 через трубопровод 19.

Питание ЖГГ по линии горючего осуществляется из дополнительного насоса 11 через трубопровод 20, в котором установлены регулятор соотношения компонентов 21 и нормально-открытый пироклапан 22. Выход из этого клапана соединен с полостью горючего 23 смесительной головки ЖГГ. Питание ЖГГ по линии окислителя осуществляется из насоса 13 через трубопровод 24 в котором установлены регулятор тяги 25, нормально-открытый пироклапан 26. Выход из этого клапана соединен с полостью окислителя 27 смесительной головки ЖГГ.

Регулятор тяги 25 предназначен для изменения расхода окислителя в тракте питания ЖГГ на запуске, останове, а также для поддержания требуемого значения величины расхода окислителя на установившихся режимах работы двигателя.

Регулятор соотношения компонентов 21, поддерживая заданное давление подачи горючего на входе в ЖГГ, или изменяет его в зависимости от давления окислителя, или регулирует расход горючего, и тем самым поддерживает соотношение компонентов в ЖГГ на заданном уровне. Регулятор тяги 25 и регулятор соотношения компонентов 21 управляются одним электроприводом 28.

Газификатор 8 предназначен для перевода работы камеры двигателя с жидкого окислителя на газообразный окислитель. Газификатор 8 установлен на линии питания камеры двигателя 1 окислителем между выходом из насоса 13 и полостью окислителя 29 смесительной головки 3 камеры сгорания 2.

Газификатор включает в себя две камеры смешения 30 и 31. Питание камеры смешения 30 горючим осуществляется из насоса 10 через трубопровод 32, ампулу с пусковым горючим 33 и нормально-открытый пироклапан 34. По линии жидкого кислорода питание газификатора осуществляется из насоса 13 через нормально-открытый пироклапан 35. В камеру смешения 31 подается высокотемпературный газ, полученный в первой камере смешения 30 и жидкий кислород из полости окислителя 36 газификатора 8. Питание камеры двигателя по линии горючего осуществляется из насоса 10 через трубопровод 37, в котором последовательно установлены дроссель соотношения компонентов 38, управляемый электроприводом 39 и нормально-открытый пироклапан 40. Выход из этого клапана соединен с коллектором 41 подвода горючего в охлаждающий тракт 42, который далее соединен с полостью горючего 43 смесительной головки 3 камеры 1.

Дроссель 38 обеспечивает изменение гидравлического сопротивления охлаждающего тракта горючего для регулирования в заданных пределах соотношения компонентов в камере двигателя.

Выход из ЖГГ соединен газоводом А с турбиной 9, а выход из этой турбины соединен с турбиной 12 через газовод Б.

Двигатель также содержит систему запуска, которая включает в себя пиромембраны 44 и 45, установленные на входных магистралях подачи основного горючего и окислителя, и пироклапан 46, установленный на входе дополнительного насоса горючего 11. В систему запуска входит также устройства для воспламенения компонентов в газификаторе -ампула с пусковым горючим 33, и лазерные зажигательные устройства (ЛЗУ) для воспламенения компонентов в ЖГГ и камере двигателя.

В систему останова двигателя входят нормально-открытые пироклапаны, установленные на магистралях подвода компонентов к основным агрегатам двигателя.

Работа двигателя

Запуск двигателя осуществляется по схеме «самопуска». После разрушения пиромембран 44 и 44 и открытия пироклапана 46 компоненты топлива из баков под воздействием гидростатического напора и давления наддува начинают заполнять полости насосов 10, 11 и 13 и магистрали, через которые компоненты поступают в ЖГГ 7, камеру двигателя 1 и газификатор 8.

Второе горючее из насоса 11 поступает в полость горючего 23 смесительной головки ЖГГ через регулятор соотношения компонентов 21 и нормально-открытый пироклапан 22. Жидкий кислород из насоса 13 поступает в полость окислителя 27 смесительной головки ЖГГ через регулятор тяги 25 и нормально-открытый пироклапан 26. В ЖГГ компоненты воспламеняются с помощью лазерных устройств (ЛЗУ), начинается процесс горения, и генераторный газ с выхода ЖГГ по газоводу А последовательно проходит сначала через турбину 9 ТНА горючего, а затем по газоводу Б через турбину 12 ТНА окислителя, и выбрасывается в окружающую среду. В результате начинается рост напоров насосов 10, 11 и 13, что ведет к дальнейшему повышению давления в ЖГГ, росту частоты вращения роторов двух ТНА 5 и 6 и напоров насосов 10, 11 и 13. Затем часть горючего с выхода насоса 10 через трубопровод 17 направляется на привод турбины 16 БТНА 15, и часть окислителя с выхода насоса 13 через трубопровод 19 направляется на привод турбины 18 БТНА 14. После срабатывания на турбинах 16 и 18 БТНА 14 и 15 окислитель поступает на вход насоса 13, а горючее на вход насоса 10.

Основное горючее из насоса 10 поступает в полость горючего 43 смесительной головки 3 камеры двигателя 1 через дроссель соотношения компонентов 38, нормально-открытый пироклапан 40, коллектор 41 и охлаждающий тракт 42. Жидкий кислород из насоса 13 поступает в полость окислителя 36 газификатора 8 через нормально-открытый пироклапан 35, а из него подается в камеры смешения 30 и 31. В камеру смешения 30 также подается горючее с выхода насоса 10, где компоненты воспламеняются с пусковым горючим, вытесняемое основным горючим и образовавшийся газ высокой температуры поступает в камеру смешения 31, в которой происходит газификация жидкого кислорода Затем газообразный кислород поступает в полость окислителя 29 смесительной головки 3. В камере сгорания 2 происходит воспламенение компонентов с помощью лазерных устройств, начинается подъем давления и двигатель выходит на режим предварительной тяги.

Перевод двигателя с одного режима работы на другой осуществляется путем подачи от системы управления серии команд на электропривод 39 дросселя соотношения компонентов 38 и привод 28 регулятора тяги 25 и регулятора соотношения компонентов 21 в ЖГГ. В результате чего увеличиваются проходные сечения регулятора тяги 25 и регулятора соотношения компонентов 21, и уменьшается гидравлическое сопротивление дросселя 38, и двигатель выходит на номинальный режим работы.

Останов двигателя осуществляется путем подачи команд на пирозапалы всех нормально-открытых пирокл аланов. После их срабатывания происходит перекрытие всех магистралей двигателя, подводящих топливо в ЖГГ, камеру и газификатор.

В двигателе основным горючим является керосин, вторым горючим - жидкий аммиак (NH₃), в качестве окислителя - жидкий кислород О_2ж.

Применение двух раздельных ТНА обеспечивает оптимальные условия работы ТНА окислителя и горючего.

Применение жидкого аммиака (NH₃) для питания ЖГГ позволяет увеличить энергетические характеристики турбонасосной системы и двигателя в целом, а также повысить надежность работы двигателя. Значение величины (RT)гг для двухкомпонентного топлива (NH₃+О_2ж) больше, чем у двухкомпонентного топлива (RГ+О_2ж), где R - газовая постоянная, а Т - температура восстановительного генераторного газа.

Использование пиромембран, пироклапана и нормально-открытых пироклапанов, а также лазерного зажигания компонентов в двигателе позволяет упростить систему запуска и останова двигателя.

Промышленное применение

Предлагаемая полезная модель найдет применение в ракетной технике, в частности в ЖРД без дожигания генераторного газа.

Claims (1)

1. Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа, содержащий камеру двигателя, турбонасосную систему подачи компонентов топлива, восстановительный двухкомпонентный газогенератор (ЖГГ), газификатор, бустерные насосные агрегаты, установленные на входе основных насосов горючего и окислителя, систему запуска двигателя, предназначенную для обеспечения воспламенения компонентов в газогенераторе, камере и газификаторе, и систему регулирования двигателя, отличающийся тем, что в схеме двигателя применены два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат горючего и турбонасосный агрегат окислителя, причем в турбонасосном агрегате горючего установлен дополнительный насос второго горючего, предназначенного для питания ЖГГ, система запуска газификатора включает в себя ампулу с пусковым горючим, выход из которой соединен с камерой смешения газификатора, которая также соединена с выходом насоса жидкого кислорода, а также включает два лазерных устройства (ЛЗУ), установленных в камере сгорания двигателя и в ЖГГ, кроме того, в систему запуска входят две пиромембраны, установленные на входных магистралях двигателя горючего и окислителя, и пироклапан, установленный во входной магистрали дополнительного насоса аммиака, при этом на основных магистралях двигателя установлены нормально-открытые пироклапаны, а в системе регулирования ЖГГ установлены регулятор тяги и регулятор соотношения компонентов, которые управляются одним электроприводом.

   

Images