RU2380564C1 - Регулируемый жидкостный ракетный двигатель - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к ракетной технике. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель содержит не менее двух камер сгорания с реактивными соплами, имеющими систему регенеративного охлаждения, согласно изобретению концентрично каждому реактивному соплу на нижней плите закреплены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла и имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи привода, содержащего, по меньшей мере, один исполнительный механизм. Привод соединен с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания. Привод имеет механизм фиксации. Механизм фиксации оборудован механизмом расфиксации. Механизм фиксации оборудован датчиком положения. Каждая сопловая насадка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала. Каждая сопловая насадка выполнена охлаждаемой и содержит рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего. В качестве исполнительного механизма применен, по меньшей мере, один пневмоцилиндр. В качестве исполнительного механизма применен, по меньшей мере, один гидроцилиндр. В качестве исполнительного механизма применена винтовая передача. Изобретение обеспечивает упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности двигателя. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к четырехкамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по открытой схеме, без дожигания газогенераторного газа, работающим на окислителе и на углеводородном горючем.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение № 2190114, МПК 7 F02К 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Основной элемент выходного устройства реактивного двигателя и двигателя с комбинированной тягой - это реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газа, выходящего из турбины или форсажной камеры газотурбинного двигателя или из камеры сгорания (или другого устройства для подогрева рабочего тела) ракетного двигателя, сопровождаемое увеличением его скорости и кинетической энергии. Расширение газа в сопле реактивном происходит до давления окружающей среды на расчетном режиме сопла и до давления, отличного от давления окружающей среды, на нерасчетных режимах сопла. Скорость истечения газа из реактивного сопла воздушно-реактивного двигателя на расчетном режиме сопла определяет при данной скорости полета величину удельной тяги двигателя. Скорость истечения газа из реактивного сопла ракетного двигателя на расчетном режиме сопла определяет величину удельной тяги двигателя независимо от скорости полета. Скорость истечения газа из реактивного сопла современных реактивных двигателей в земных статических условиях доходит до 1000 м/с и более у воздушно-реактивных двигателей и до 3000 м/с и более у ракетных двигателей. Различают регулируемое и нерегулируемое реактивное сопло. Регулируемое сопло снабжается устройством для изменения его сечения при работе двигателя. В дозвуковом сужающемся сопле регулирование состоит, как правило, в изменении площади выходного сечения сопла. В сверхзвуковом сопле регулированию подвергаются как площадь критического сечения, так и площадь выходного сечения сопла. Регулируемое сопло применяется в турбореактивных двигателях с форсажной камерой, а также в некоторых других газотурбинных, воздушно-реактивных и ракетных двигателях. Сопло ракетного двигателя называется также соплом камеры двигателя или просто соплом, и его регулирование практически не применяется из-за очень высокой температуры истечения продуктов сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель из сайта Интернет (прототип), содержащий жидкостный ракетный двигатель, содержащий установленные на раме четыре камеры сгорания с реактивными соплами, имеющими систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный перед турбиной.

Задачи изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и улучшение технических характеристик ЖРД.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что регулируемый жидкостный ракетный двигатель, содержащий не менее двух камер сгорания с реактивными соплами, имеющими систему регенеративного охлаждения, отличается тем, что концентрично каждому реактивному соплу на нижней плите закреплены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла и имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи привода, содержащего, по меньшей мере, один исполнительный механизм. Привод может быть соединен с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания. Привод может иметь механизм фиксации. Механизм фиксации может быть оборудован механизмом расфиксации. Кроме того, механизм фиксации может быть оборудован датчиком положения. Каждая сопловая насадка может быть выполнена из углерод-углеродного композиционного материала. Каждая сопловая насадка может быть выполнена охлаждаемой и содержать рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего, т.е. к системе регенеративного охлаждения соответствующего сопла. В качестве исполнительного механизма может быть применен по меньшей мере, один пневмоцилиндр. В качестве исполнительного механизма может быть применен, по меньшей мере, один гидроцилиндр, В качестве исполнительного механизма может быть применена винтовая передача.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 приведена схема работы сопловых насадок регулируемого жидкостного ракетного двигателя,

на фиг.2 приведен разрез А-А,

на фиг.3 приведен механизм фиксации, вид Б,

на фиг.4 приведен вид В для сопловой насадки, выполненной из углерод-углеродного композиционного материала,

на фиг.5 приведен вид В для сопловой насадки, выполненной охлаждаемой.

Регулируемый жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…5) содержит не менее двух камер сгорания 1. Для примера приведен двигатель с четырьмя камерами сгорания 1 с соплами 2. Сопла 2 выполнены с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Г». Концентрично каждому соплу 2 установлена сопловая насадка 3. Все сопловые насадки 3 закреплены на нижней силовой плите 4. К нижней силовой плите 4 подсоединен привод 5, имеющий не менее одного исполнительного механизма 6, например, выполненный в виде пневмоцилиндра 7 с поршнем 8 и штоком 9. Пневмоцилиндр 8 может быть закреплен на верхней плите 10, закрепленной, в свою очередь, на камерах сгорания 1.

К полости пневмоцилидра 7 над поршнем 8 подстыкован трубопровод 11, содержащий управляемый клапан 12, с другой стороны трубопровод 11 подсоединен к баллону со сжатым воздухом 13. Двигатель содержит блок управления 14, который электрическими связями 15 соединен с управляемым клапаном 12. Привод 5 оборудован механизмом фиксации 16, имеющим, в свою очередь, механизм расфиксации 17. Исполнительный механизм 6 может быть выполнен в виде гидравлического цилиндра или электрического двигателя с винтовым приводом (на фиг.1…5 не показано).

На фиг.3 приведен вариант исполнения механизма фиксации 16, который содержит, установленный в корпусе 18 поршень 19, подпружиненный посредством пружины 20, на котором выполнен фиксирующий шток 21, который может входить в пазы «Д», выполненные на поверхности штока 9. Механизм расфиксации 17 выполнен в виде электромагнита. В конструкцию механизма фиксации встроен датчик положения 22 механизма фиксации 16. Датчик положения 22 также электрическими связями 15 соединен с блоком управления 14.

На фиг.4 и 5 приведена конструкция стыка сопловой насадки 3 и сопла 2, при этом на фиг.4 приведена сопловая насадка 3, выполненная из графито-графитового композиционного материала, только верхнее кольцо 23 выполнено металлическим и совмещено с нижней плитой 4. Стыковка сопловой насадки 3 с нижней частью сопла 2 выполнена для обеспечения герметичности по коническим уплотнениям «Е», выполненным, например, из металлорезины, способной работать при высокой температуре. На фиг.5 приведена охлаждаемая сопловая насадка, которая содержит рубашку охлаждения 24, образующую с сопловой насадкой 3 зазор «Ж», полость между сопловой насадкой 3 и рубашкой охлаждения 24 соединена гибкими трубопроводами 25 и 26 соответственно с выходом из насоса горючего (на фиг.1…5 не показано).

При запуске ЖРД с блока управления 14 подается сигнал на запуск двигателя, окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 1 (на фиг.1…5 система топливоподачи не показана). Топливная смесь в камере сгорания 1 воспламеняется. Двигатель запустился.

После набора ракетой высоты блок управления 14 подает сигнал на исполнительный(ные) механизм(ы) 6, который перемещает нижнюю силовую плиту 4 с сопловыми насадками 3 в крайне нижнее положение. Длина сопел и степень расширения продуктов сгорания в них увеличивается. Продукты сгорания, вытекающие из сопел дополнительно расширяются в сопловой насадке до давления окружающей среды, создавая дополнительную силу тяги без увеличения расхода топлива. Это приводит к улучшению удельных характеристик ЖРД на больших высотах. Конструкция исполнительного механизма 6, выполненная в виде пневмоцилиндра 7, позволяет перемещать нижнюю плиту 4 без перекоса, т.к. шток 9 центрируется по поршню 8 и в нижней части пневмоцилиндра 7. Механизм фиксации 16 автоматически фиксирует нижнюю силовую плиту 4 в крайнем нижнем положении, что предотвращает обратный ход нижней плиты и разгерметизацию стыков сопловых насадок 3 и сопел 2 по коническим уплотнениям «Е».

При выключении двигателя с блока управления 14 подается сигнал на его выключение. При многократном использовании двигателя можно устройством расфиксации 17 расфиксировать шток 9 и вернуть поршень 8 в исходное положение. При этом сопловые насадки 3 вместе с нижней силовой плитой 4 устанавливаются также в исходное (верхнее) положение.

Применение изобретения позволило следующее.

1. Обеспечить высокие технические характеристики многокамерных ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.

2. Обеспечить надежную фиксацию сопловых насадок в крайнем нижнем положении за счет применения механизма фиксации штока и датчика положения этого механизма.

3. Обеспечить многократное использование регулируемого жидкостного ракетного двигателя за счет применения механизма расфиксации.

4. Обеспечить надежную работу сопловых насадок при высоких температурах за счет:

- их изготовления из углерод-углеродного композационного материала,

- или применения охлаждаемого посредством одного из компонентов ракетного топлива сопловых насадок.

5. Исключить перекос при выдвижении сопловой насадки в нижнее положение за счет большой длины штока и его центрирования поршнем и в выходном отверстии цилиндра.

6. Обеспечить герметичность стыка сопловой насадки с соплом за счет применения конического высокотемпературного уплотнения.

Claims (10)

1. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель, содержащий не менее двух камер сгорания с реактивными соплами, имеющими систему регенеративного охлаждения, отличающийся тем, что концентрично каждому реактивному соплу на нижней плите закреплены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла и имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи привода, содержащего, по меньшей мере, один исполнительный механизм.

2. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что привод соединен с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания.

3. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что привод имеет механизм фиксации.

4. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что механизм фиксации оборудован механизмом расфиксации.

5. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что механизм фиксации оборудован датчиком положения.

6. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, или 2, или 3, отличающийся тем, что каждая сопловая насадка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала.

7. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, или 2, или 3, отличающийся тем, что каждая сопловая насадка выполнена охлаждаемой и содержит рубашку охлаждение, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего.

8. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, или 2, или 3, отличающийся тем, что в качестве исполнительного механизма применен, по меньшей мере, один пневмоцилиндр.

9. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, или 2, или 3, отличающийся тем, что в качестве исполнительного механизма применен, по меньшей мере, один гидроцилиндр.

10. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, или 2, или 3, отличающийся тем, что в качестве исполнительного механизма применена винтовая передача.

Images