RU2176744C2

RU2176744C2 - Жидкостный ракетный двигатель

Info

Publication number: RU2176744C2
Application number: RU99117945A
Authority: RU
Inventors: В.Д. Горохов; В.А. Орлов; М.И. Пронякин
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики
Priority date: 1999-08-06
Filing date: 1999-08-06
Publication date: 2001-12-10

Abstract

Жидкостный ракетный двигатель содержит турбонасосные агрегаты подачи компонентов топлива, агрегаты управления и регулирования, трубопроводы, теплообменник, камеру с трактом охлаждения, вход которого соединен с выходом насоса компонента-охладителя, а выход через тепловоспринимающий тракт теплообменника и турбины турбонасосных агрегатов - со смесительной головкой камеры. Двигатель снабжен газогенератором, смесительная головка которого через агрегаты управления и регулирования соединена трубопроводами с выходами насосов турбонасосных агрегатов подачи компонентов топлива, а огневая полость через теплоотдающий тракт теплообменника - со смесительной головкой камеры и ее огневой полостью, причем теплообменник установлен вне камеры. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя и снизить стоимость его жизненного цикла. 1 ил.

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в качестве двигателя перспективных ракет-носителей (РН).

В последнее время в создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для перспективных РН утверждается концепция высокой надежности и низкой стоимости жизненного цикла (разработка, изготовление и эксплуатация).

Как показывает предварительный анализ и опыт многолетней успешной эксплуатации двигателей семейства RL-10 (США) этой концепции, особенно для двигателей многоразового использования и многократного включения в полете, в наибольшей степени соответствуют двигатели, выполненные по безгазогенераторной схеме.

Схемы без газогенератора обеспечивают:
более высокий уровень надежности и особенно безаварийности, а также ресурс двигателя из-за низкой температуры газа перед турбинами турбонасосных агрегатов (ТНА) и исключения "пиков" температур на запуске, выключении и при дефектах системы подачи;
возможность существенного увеличения количества включений из-за отсутствия паров воды во внутренних полостях ТНА, а следовательно, и исключения возможности их замерзания при повторных включениях, особенно в условиях космоса;
уменьшение затрат материальной части на отработку.

В жидкостных ракетных двигателях, выполненных по схеме без газогенератора, например кислородно-водородные двигатели АЕСЕ или семейства RL-10 (Шляхов В.И., Овчинникова С.В. ЖРД безгенераторной схемы для межорбитальных буксиров. Обзор по материалам зарубежной печати за 1980-1990 гг. N 30. Центр научно-технической информации "Поиск", ГОНТИ-8. 1991. Алемасов В.Е., Дрегалин А. Ф. , Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. Москва. Машиностроение. 1980), для привода турбин ТНА используется водород, подогретый в охлаждающем тракте камеры. Чем выше температура водорода, тем выше работоспособность газа и полнота сгорания, а следовательно, тем большее давление в камере сгорания и более высокие удельные характеристики можно реализовать в двигателе.

Большего подогрева в тракте охлаждения камеры компонента-охладителя, используемого для привода турбин ТНА, можно достичь, увеличивая теплообменную поверхность тракта. Однако это увеличивает его гидравлическое сопротивление, что приводит к снижению давления в камере сгорания. Особенно сильно это проявляется для двигателей средних и больших тяг (более 20 тс), имеющих значительные расходы компонентов топлива при ограниченных возможностях увеличения площади поверхности теплообмена (тракт охлаждения камеры) даже с использованием специальных конструктивных мероприятий, например кольцевой камеры.

Недостатками этих двигателей являются сравнительно низкое (до 100 кгс/см²) давление в камере сгорания из-за невозможности обеспечения подогрева водорода в тракте охлаждения камеры до высокой температуры и сложность отработки высотных двигателей из-за необходимости специальных устройств (барокамеры, газодинамические трубы) для имитации подогрева охладителя при испытаниях в земных условиях.

Наиболее близким к предлагаемому является кислородно-водородный двигатель безгазогенераторной схемы с дополнительным подогревом водорода кроме тракта охлаждения камеры в теплообменнике, установленном в камере сгорания. Двигатель HIPEX (Шляхов В.И., Овчинникова С.В. ЖРД безгенераторной схемы для межорбитальных буксиров. Обзор по материалам зарубежной печати за 1980-1990 гг. N 30. Центр научно-технической информации "Поиск", ГОНТИ-8. 1991, стр. 54-56 - прототип) содержит турбонасосные агрегаты подачи компонентов топлива, агрегаты управления и регулирования, трубопроводы, теплообменник, камеру с трактом охлаждения, вход которого соединен с выходом насоса компонента-охладителя, а выход через тепловоспринимающий тракт теплообменника и турбины турбонасосных агрегатов - со смесительной головкой камеры. Турбины ТНА работают на водороде, подогретом в тракте охлаждения камеры и теплообменнике, установленном в камере сгорания. Поверхность теплоотдающего тракта теплообменника омывается продуктами сгорания камеры, которые и являются рабочим телом теплообменника.

Недостатками этого двигателя являются недостаточная надежность и высокая стоимость его жизненного цикла из-за ограничений по увязке параметров, размеров и геометрии теплообменника, а следовательно, и уровня подогрева водорода с размерами камеры сгорания и характеристиками горения в ней, теплонапряженности конструкции теплообменника, а также сложности отработки двигателя. Высокая температура в камере сгорания и высокие тепловые потоки приводят к необходимости увеличения перепада давлений охладителя в тепловоспринимающем тракте, а следовательно, к ограничению давления в камере и удельных характеристик двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности двигателя и снижение стоимости его жизненного цикла.

Поставленная задача достигается тем, что предлагаемый двигатель, содержащий турбонасосные агрегаты подачи компонентов топлива, агрегаты управления и регулирования, трубопроводы, теплообменник, камеру с трактом охлаждения, вход которого соединен с выходом насоса компонента-охладителя, а выход через тепловоспринимающий тракт теплообменника и турбины турбонасосных агрегатов - со смесительной головкой камеры, снабжен газогенератором, огневая полость которого соединена с теплоотдающим трактом теплообменника, причем теплообменник установлен вне камеры сгорания. Для дополнительного подогрева в теплообменнике компонента-охладителя, используемого для привода турбин ТНА, служат продукты сгорания газогенератора. Газогенератор работает, например, на части основных компонентов топлива, отбираемых после соответствующих насосов ТНА или от внешнего источника питания (отдельная система подачи компонентов или монотоплива). Выход газогенератора соединен через трубопроводы со смесительной головкой камеры и ее огневой полостью.

Схема предлагаемого двигателя представлена на чертеже, где
1 - камера с трактом охлаждения;
2 - ТНА компонента топлива;
3 - ТНА компонента топлива-охладителя;
4 - газогенератор;
5 - теплообменник;
6 - тепловоспринимающий тракт теплообменника;
7 - теплоотдающий тракт теплообменника;
8 - клапан входной компонента топлива;
9 - клапан входной компонента топлива-охладителя;
10 - дроссель поддержания заданного соотношения компонентов топлива;
11 - регулятор тяги;
12 - пневмоклапан отсечной компонента топлива;
13 - пневмоклапан отсечной компонента топлива-охладителя;
14 - регулятор расхода компонента топлива в газогенератор;
15 - пневмоклапан отсечной;
16 - стабилизатор поддержания заданного соотношения компонентов топлива в газогенераторе;
17 - пневмоклапан отсечной.

Двигатель состоит из камеры 1 с трактом охлаждения, ТНА подачи компонентов топлива 2 и 3, газогенератора 4, теплообменника 5 с его тепловоспринимающим 6 и теплоотдающим 7 трактами, агрегатов управления и регулирования (клапаны входные 8 и 9, дроссель 10, регулятор тяги 11 и пневмоклапаны отсечные 12 и 13) и трубопроводов. Клапаны входные 8 и 9 соединены трубопроводами с входами насосов ТНА 2 и 3 соответственно. Выходная полость насоса ТНА 3 соединена трубопроводом через тракт охлаждения камеры 1 и тепловоспринимающий тракт 6 теплообменника 5 - с входом турбины ТНА 2. Выход этой турбины через турбину ТНА 3 и клапан 13 соединен трубопроводами со смесительной головкой камеры 1. Огневая полость газогенератора 4 соединена трубопроводом с теплоотдающим трактом 7 теплообменника 5. Выход насоса ТНА 2 через дроссель 10 и клапан 12 соединен со смесительной головкой камеры 1. Трубопровод, соединяющий тепловоспринимающий тракт 6 теплообменника 5 с входом турбины ТНА 2, соединен через регулятор 11 с трубопроводом, соединяющим выход турбины ТНА 3 и клапан 13.

Для питания газогенератора могут быть использованы основные компоненты топлива двигателя.

Выход насоса ТНА 2 соединен трубопроводами через регулятор 14 и пневмоклапан 15 со смесительной головкой газогенератора. Выход насоса ТНА 3 соединен трубопроводами через стабилизатор 16 и пневмоклапан 17 также со смесительной головкой газогенератора. Стабилизатор 16 соединен командным трубопроводом с трубопроводом подачи компонента после регулятора 14.

Известно, что наиболее эффективны по энергетическим характеристикам двигатели с дожиганием генератора газа в камере, поэтому теплоотдающий тракт теплообменника 5 соединен трубопроводом со смесительной головкой камеры.

Генераторный газ после теплообменника может быть использован и для воспламенения компонентов топлива в камере, тем самым исключая необходимость запального устройства камеры и его систем, поэтому теплоотдающий тракт теплообменника 5 соединен трубопроводом с огневой полостью камеры.

Двигатель работает следующим образом.

При запуске открываются клапаны 8 и 9. Компонент топлива от клапана 8 под баковым давлением подается к насосу ТНА 2 и далее через предварительно настроенный дроссель 10 и клапан 12 - в смесительную головку камеры 1. Компонент топлива - охладитель от клапана 9 под баковым давлением подается через насос ТНА 3 к тракту охлаждения камеры 1, нагревается в нем и поступает в тепловоспринимающий тракт 6 теплообменника 5 и далее через турбины ТНА 2, 3 и клапан 13 - в смесительную головку камеры 1. Часть компонента топлива - охладителя после теплообменника через предварительно настроенный регулятор 11 поступает в трубопровод, соединяющий выход турбины ТНА 3 и клапан 13. Распыленные и смешанные в огневой полости камеры компоненты воспламеняются запальным устройством, например электроплазменным. Продукты сгорания газогенератора проходят через теплоотдающий тракт 7 теплообменника 5 и дополнительно подогревают компонент топлива - охладитель, предварительно подогретый в тракте охлаждения камеры.

Режим работы камеры по соотношению компонентов и тяге определяется настройкой дросселя 10 и регулятора 11.

При запуске газогенератора открываются клапаны 15 и 17 и компоненты топлива под баковым давлением поступают через предварительно настроенный регулятор 14 и стабилизатор 16 в смесительную головку газогенератора. Распыленные и смешанные в огневой полости газогенератора компоненты воспламеняются запальным устройством, например электроплазменным. Режим работы газогенератора по расходу определяется настройкой регулятора 14, по соотношению компонентов - стабилизатором 16.

Генераторный газ из теплоотдающего тракта теплообменника поступает в смесительную головку камеры и дожигается в ней вместе с основными компонентами топлива.

На запуске двигателя генераторный газ из теплоотдающего тракта теплообменника поступает в огневую полость камеры и воспламеняет в ней основные компоненты топлива. В дальнейшем он дожигается в камере вместе с основными компонентами топлива.

Продукты сгорания газогенератора, содержащие пары воды, не поступают в ТНА. Тем самым исключается их замерзание в полостях ТНА перед повторным включением. В то же время автономный контур дополнительного подогрева компонента топлива - охладителя обеспечивает простоту доводки двигателя, в том числе и высотного, простоту и плавность его регулирования. Возможность включения газогенератора после запуска двигателя при работающих ТНА и камере позволяет избежать "пиков" температур на запуске и переходных режимах.

В качестве компонента - охладителя, используемого для привода турбин ТНА, может быть использовано как горючее, так и окислитель. Целесообразность этого определяется энергетическими и эксплуатационными требованиями.

Питание газогенератора может осуществляться и от внешнего источника. В качестве внешнего источника питания могут быть использованы отдельные системы питания двухкомпонентным, монотопливом или заряд твердого топлива. Целесообразность и вид внешнего источника питания определяется энергетическими и эксплуатационными требованиями. При этом смесительная головка газогенератора соединена с внешним источником питания, а газогенератор запускается и работает от внешнего источника питания.

При невозможности (например, при наличии в нем твердых частиц) или нецелесообразности дожигания генераторного газа в камере его сбрасывают в окружающую среду. При этом теплоотдающий тракт теплообменника соединен с окружающей средой и генераторный газ из теплоотдающего тракта теплообменника сбрасывают в окружающую среду.

Преимуществами предлагаемого ЖРД являются повышение надежности и снижение стоимости его жизненного цикла.

Claims

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий турбонасосные агрегаты подачи компонентов топлива, агрегаты управления и регулирования, трубопроводы, теплообменник, камеру с трактом охлаждения, вход которого соединен с выходом насоса компонента-охладителя, а выход через тепловоспринимающий тракт теплообменника и турбины турбонасосных агрегатов - со смесительной головкой камеры, отличающийся тем, что двигатель снабжен газогенератором, смесительная головка которого через агрегаты управления и регулирования соединена трубопроводами с выходами насосов турбонасосных агрегатов подачи компонентов топлива, а огневая полость через теплоотдающий тракт теплообменника - со смесительной головкой камеры и ее огневой полостью, причем теплообменник установлен вне камеры.