RU2166661C1 - Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива - Google Patents
Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2166661C1 RU2166661C1 RU99125745A RU99125745A RU2166661C1 RU 2166661 C1 RU2166661 C1 RU 2166661C1 RU 99125745 A RU99125745 A RU 99125745A RU 99125745 A RU99125745 A RU 99125745A RU 2166661 C1 RU2166661 C1 RU 2166661C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- fuel
- oxygen
- methane
- liquid
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике. 20-50% поступающего в двигатель метанового горючего расходуют на регенеративное охлаждение камеры, после чего сжигают в ней, а кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру и частично в восстановительный газогенератор, где в окислителе сжигают избыточное горючее, поступающее в газогенератор при давлении выше начального давления хладагента; полученный восстановительный газ срабатывают на турбине, после чего дожигают в камере. Технический результат состоит в обеспечении работоспособности кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного газа в камере при высоком уровне давлений, позволяющем реализовать высокий удельный импульс тяги. 2 ил.
Description
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива.
ЖРД, работающие на двухкомпонентном топливе из раздельно хранимых окислителя и горючего, составляют энергетическую основу ракетно-космической техники. В современных ракетах-носителях широко используется топливо, состоящее из сжиженного кислорода и керосина. В целях получения высокого удельного импульса тяги сгорание топливных компонентов осуществляют в тяговой камере ЖРД при высоком давлении (pк). Его создает предусмотренный в конструкции ЖРД турбонасосный агрегат (ТНА) с осецентробежными топливными насосами и газовой турбиной. Рабочее тело для нее получают в газогенераторе (ГГ) при сгорании всей массы кислородного окислителя, расходуемого ЖРД, в сочетании с небольшой долей керосинового горючего (основная масса которого расходуется на регенеративное проточное охлаждение камеры). Полученный в ГГ окислительный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере с охладившим ее горючим. Такая функциональная схема позволила реализовать в кислородно-керосиновых ЖРД высокий уровень pк - до 25 МПа, благодаря чему энергетические возможности применяемого топлива используются в полной мере. Дальнейшее повышение pк лимитируется жаропрочностью неохлаждаемого ротора турбины, возможностями охлаждения камеры и ее конструкционной прочностью.
Кислородно-керосиновые ЖРД получили широкое применение в ракетно-космической технике по экологическим соображениям. Однако указанные двигатели перестают соответствовать сегодняшним потребностям, когда становятся насущными проблемы достаточности сырьевой базы топливных компонентов, стоимости вывода космических объектов, мест базирования стартовых комплексов и отчуждения территорий под падение отработавших ракетных ступеней. Перечисленные проблемы могут быть решены переводом ЖРД с высококипящего керосинового горючего на криогенное углеводородное: сжиженные метан (природный газ) или пропан. Наибольшие перспективы связываются с метановым горючим. В России сосредоточено 40% мировых запасов газа (который на 96-98% состоит из метана), его сжижение не представляет трудностей, и при развитой технической базе метановое ракетное горючее обещает быть вдвое дешевле керосина.
Метановое горючее (в сочетании с кислородным окислителем) превосходит керосин по удельному импульсу тяги на 200 м/с и существенно лучше по охлаждающей способности - при меньшей на ≈200 K температуре продуктов сгорания. Указанные преимущества нового горючего позволяют создать эффективные и высоконадежные ЖРД. Этому весьма способствует возможность перевода ГГ с окислительного на восстановительный газ: при надлежащей организации рабочего процесса в кислородно-метановом ГГ наличие избыточного метана не вызывает сажеобразования (в отличие от избыточного керосина). В этом случае температуру газа перед турбиной можно поднять с ≈850 K (соответствует окислительному газу) до ≈1300 K, а восстановительный газ (тем более кислородно-метановый) уже сам по себе обладает повышенной работоспособностью. При прочих равных условиях это позволяет поднять уровень pк.
Далее, ЖРД с дожиганием восстановительного газа не подвержен опасности возгорания турбинного тракта (которая весьма вероятна для окислительного газа высокого давления, что требует целого комплекса дорогостоящих материаловедческих и конструктивных мероприятий), небольшие повреждения тракта восстановительного газа не приведут к аварии, а возникшие аварийные ситуации будут развиваться сравнительно медленно. Следовательно, в кислородно-метановом ЖРД можно предусмотреть специальную систему защиты, которая оперативно отключит неисправный двигатель без ущерба для испытательного стенда или стартового комплекса, для выполнения полета и сохранности полезного груза.
Важным является то обстоятельство, что после выключения кислородно-метанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из его магистралей (в то время как керосин приходится удалять принудительно, что является длительной процедурой, требующей специального оборудования и рабочих веществ). Благодаря этому снижается стоимость изготовления кислородно-метанового ЖРД, наряду с повышением его надежности (поскольку после контрольно-технологического испытания не требуется переборка материальной части), облегчается и удешевляется повторная эусплуатация ЖРД. Снимаются также (присущие керосиновому горючему) ограничения по многократному включению ЖРД в космосе.
Высокая надежность кислородно-метанового ЖРД обеспечит его длительный рабочий ресурс и безопасность ракеты-носителя в полете, что позволит многократно использовать ЖРД и, следовательно, реально снизит стоимость выведения полезных грузов.
Наконец, кислородно-метановые двигатели превосходят кислородно-керосиновые ЖРД и в экологическом отношении.
В итоге, концепция кислородно-метанового ЖРД создает хорошие предпосылки к появлению в недалеком будущем сравнительно недорогих ракетных аппаратов многократного использования, в том числе - возвращаемых крылатых ступеней с воздушным стартом (с борта самолета-носителя). Однако для этого необходимо решить ряд существенных вопросов и, в первую очередь, предложить такой способ работы ЖРД, который позволит эффективно реализовать потенциальные достоинства рабочего цикла с дожиганием восстановительного газа в тяговой камере применительно к кислородно-метановому топливу.
Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором метановое горючее используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе, и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере - см. Acta Astronautica, vol. 41, Nos 4-10, p. 211, fig. 2 - аналог изобретения.
В известном способе-аналоге для охлаждения камеры используют все метановое горючее, расходуемое ЖРД; после охлаждения камеры подогретое горючее подают непосредственно на сжигание в ГГ. Вследствие этого необходимый напор метанового насоса включает суммарные потери давления в регенеративном проточном тракте охлаждения камеры и на турбине. Как показали расчеты, при уровне pк ≈ 20 МПа в способе-аналоге необходимый напор метанового насоса достигает 50 МПа, и столь высокое давление в охлаждающей рубашке камеры разрушает механические связи между внутренней и внешней оболочками рубашки. Во избежание этого приходится идти на снижение pк, что не позволяет реализовать в достаточной степени энергетические преимущества кислородно-метанового топлива.
Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе, и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере - см. Acta Astronautica, vol. 41, Nos 4-10, p. 211, fig. 3 - прототип изобретения.
В способе-прототипе на охлаждение камеры расходуют лишь часть жидкого горючего; нагретый в рубашке хладагент смешивают затем с оставшейся частью горючего, повышают давление смеси в подкачивающей насосной ступени и подают на сгорание в ГГ. Использование способа-прототипа позволяет снизить давление хладагента в камерной рубашке до уровня, приемлемого по соображениям конструкционной прочности. Однако при этом возникает проблема обеспечения бескавитационной работы подкачивающей насосной ступени, что предполагает существенное ограничение подогрева горючего в охлаждающем тракте камеры. А это ведет, в свою очередь, к ограничению pк величиной ≈15 МПа, что не позволяет реализовать энергетические преимущества кислородно-метанового топлива.
Предлагаемое изобретение решает техническую задачу обеспечения работоспособности кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного газа в камере при высоком уровне pк, позволяющем реализовать высокий удельный импульс тяги, присущий кислородно-метановому топливу. При этом ЖРД должен иметь простую конструкцию, базирующуюся на освоенном уровне техники, с тем чтобы создание двигателя не требовало больших затрат средств и времени и серийный образец надежно функционировал в составе ракетного аппарата при многократном его использовании.
Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере, согласно изобретению, на охлаждение камеры расходуют (20-50)% горючего, сжигая использованный хладагент непосредственно в камере, а горючее, расходуемое на получение рабочего тела турбины, подают в газогенератор при давлении выше начального давления хладагента.
При осуществлении изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом решаемой задачи.
Изобретение поясняется при помощи фиг. 1 и 2:
на фиг. 1 представлена схема ЖРД, функционирующего согласно изобретению;
на фиг. 2 представлена зависимость достижимого давления в камере сгорания от доли горючего, расходуемого на регенеративное проточное охлаждение конструкции камеры.
на фиг. 1 представлена схема ЖРД, функционирующего согласно изобретению;
на фиг. 2 представлена зависимость достижимого давления в камере сгорания от доли горючего, расходуемого на регенеративное проточное охлаждение конструкции камеры.
ЖРД на фиг. 1 содержит создающую тяговое усилие камеру 1 с форсуночной головкой 1а и сверхзвуковым реактивным соплом 1б, предназначенный для подачи жидкого топлива ТНА, который включает соосно установленные и последовательно расположенные насос кислородного окислителя 2 с подкачивающей ступенью 2а, насос метанового горючего 3 с подкачивающей ступенью 3а и газовую турбину 4. Своим питающим коллектором 4а она подключена к газогенератору 5, а выхлопным патрубком 4б - к форсуночной головке камеры. Насос окислителя соединен высоконапорным трубопроводом 6 с рабочим трактом форсуночной головки камеры, а насос горючего - высоконапорным трубопроводом 7 с трактом регенеративного проточного охлаждения камеры, который подключен выходом к рабочему тракту форсуночной головки. В целях питания газогенератора жидкими окислителем и горючим он подключен (своей форсуночной головкой 5а) посредством высоконапорных трубопроводов 8 и 9 к соответствующим подкачивающим насосным ступеням 2а и 3а, создающим дополнительный напор.
Описанный ЖРД работает следующим образом. Сжиженный кислород поступает в насос 2, из которого основная часть жидкости (≈90%) по трубопроводу 6 подается в форсуночную головку 1а камеры 1, а оставшаяся часть окислителя поступает в подкачивающую насосную ступень 2а и затем подается в форсуночную головку 5а газогенератора 5. Сжиженный метан поступает в насос 3, из которого (20-50)% массы горючего по трубопроводу 7 подается в тракт регенеративного охлаждения камеры 1, после которого поступает в форсуночную головку 1а; оставшаяся часть горючего, пройдя подкачивающую насосную ступень 3а, подается по трубопроводу 9 в форсуночную головку 5а газогенератора 5. От сгорания жидких топливных компонентов в нем образуется восстановительный газ, поступающий на лопатки турбины 4, которая приводит во вращение топливные насосы через общий с ними вал (обычно состоящий из двух частей, соединенных рессорой). Отработавший газ поступает по выхлопному патрубку 4б в форсуночную головку 1а камеры 1. В ее рабочем пространстве отработавший газ дожигается с жидким окислителем и нагретым в камерной рубашке горючим; высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле 1б, создавая тягу ЖРД.
Для предложенного способа нами рассчитана зависимость достижимого давления в камере сгорания (pк) от доли горючего, расходуемого на регенеративное охлаждение камеры (mохл) - см. фиг. 2. Расчеты выполнены для трех значений гидравлических потерь в карманной рубашке: 2,5 МПа, 8 МПа, 15 МПа; им соответствуют верхняя, средняя и нижняя кривые. Они определяют целесообразный диапазон mохл = (20-50)%. Расширение этого диапазона вправо приводит к нежелательному снижению pк и, следовательно, к падению удельного импульса тяги, а реализация mохл < 20% весьма трудна по условиям охлаждения камеры. Согласно фиг. 2, максимальное значение реализуемого pк = 30 МПа; при этом значении давление на входе в камерную рубашку меньше допустимых 50 МПа. Очевидно далее, что осуществление предложенного способа не требует кардинальных изменений в освоенной технике ЖРД с дожиганием. Итак, ожидаемый технический результат от изобретения подтвержден.
Claims (1)
- Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере, отличающийся тем, что на охлаждение камеры расходуют 20 - 50% горючего, сжигая использованный хладагент непосредственно в камере, а горючее, расходуемое на получение рабочего тела турбины, подают в газогенератор при давлении выше начального давления хладагента.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99125745A RU2166661C1 (ru) | 1999-12-09 | 1999-12-09 | Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99125745A RU2166661C1 (ru) | 1999-12-09 | 1999-12-09 | Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2166661C1 true RU2166661C1 (ru) | 2001-05-10 |
Family
ID=20227824
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU99125745A RU2166661C1 (ru) | 1999-12-09 | 1999-12-09 | Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2166661C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2791158C1 (ru) * | 2021-12-29 | 2023-03-03 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Способ настройки системы аварийной защиты жидкостного ракетного двигателя |
-
1999
- 1999-12-09 RU RU99125745A patent/RU2166661C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Acta Astronautica, Published by Elsever Science Ltd, 1977, v. 41, NOS 4-10, p. 209-217. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2791158C1 (ru) * | 2021-12-29 | 2023-03-03 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Способ настройки системы аварийной защиты жидкостного ракетного двигателя |
RU2800833C1 (ru) * | 2022-10-20 | 2023-07-28 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Способ адаптивной настройки контролируемых параметров системы аварийной защиты жидкостного ракетного двигателя на первое огневое испытание |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3978738A1 (en) | Hydrogen fuel vaporiser | |
RU2158839C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза | |
US4771600A (en) | Tripropellant rocket engine | |
US8572948B1 (en) | Rocket engine propulsion system | |
EP3741972A1 (en) | Turbojet engine for hypersonic vehicle | |
KR100674118B1 (ko) | 로켓 추진용 메탄엔진 | |
CN104919166B (zh) | 用于火箭马达涡轮泵的启动器装置 | |
US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
US4171615A (en) | Supercharged topping rocket propellant feed system | |
CN111963340B (zh) | 一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统 | |
WO1996008646A1 (en) | Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine | |
RU2385274C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, способ ее запуска и трехкомпонентный ракетный двигатель | |
RU2095607C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе | |
RU2166661C1 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива | |
CN210509427U (zh) | 一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统 | |
US3128601A (en) | Pre-burner rocket control system | |
US9200596B2 (en) | Catalytically enhanced gas generator system for rocket applications | |
Sekita et al. | The LE-5 series development, approach to higher thrust, higher reliability and greater flexibility | |
JP4347447B2 (ja) | ハイブリッドエンジン | |
RU2116491C1 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель | |
RU2386845C2 (ru) | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей и топливная композиция для них | |
RU2451199C1 (ru) | Двигательная установка жидкостной ракеты | |
RU2187684C2 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель | |
US20240133343A1 (en) | Gas turbine engine fuel system | |
RU2381152C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель с атомными ракетными двигателями |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20091210 |