Способ повышения удельного импульса жидкостного ракетного двигателя и ракетная двигательная установка для осуществления способа

 

Способ предназначен для повышения удельного импульса в жидкостных ракетных двигателях и состоит в том, что в качестве углеводородного горючего используют дициклобутил (С₈Н₁₄). Двигательная установка содержит системы подачи топлива, баки хранения топлива, агрегаты автоматики. Бак углеводородного горючего ракетной установки заполнен дициклобутилом, температура которого в баке равна от -50° до +50°С. Обладая близкими к керосину физико-техническими и химическими свойствами в паре с окислителем, углеводородное горючее дициклобутил позволяет повысить тягу и удельный импульс двигателя, в сравнении с кислородно-керосиновым двигателем, на 2% и не требует принципиальных его переделок. 2 с. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Данные изобретения относятся к ракетной технике, а более конкретно к ЖРД.

В ракетной технике известны и нашли широкое распространение в ракетах-носителях разнообразного назначения ЖРД, работающие на жидком кислороде и таком углеводородном горючем, как керосин. На этих компонентах топлива, в частности, работает американский ЖРД LP-105-NA (см. энциклопедия "Космонавтика", М" 1985, стр.218, статья ЛР-105-НА). Этот двигатель имеет удельный импульс на земле 2153 м/с, а в пустоте - 3025 м/с. Способ получения удельного импульса за счет взаимодействия указанных компонентов топлива на ЖРД L Р-105-N А принимаем в качестве аналога предлагаемого изобретения "Способ...". Недостаток этого способа в том, что имеется значительный резерв повышения удельного импульса ЖРД за счет выявления более эффективного углеводородного горючего, чем керосин.

Известен ЖРД РД-301 конструкции ГДЛ-ОКБ (см. энциклопедия "Космонавтика", М" 1985, стр. 331, статья РД-301). Окислитель - жидкий фтор, горючее - жидкий аммиак. Удельный импульс в пустоте 3928 м/с.

Способ получения высокого удельного импульса за счет взаимодействия указанных компонентов топлива на ЖРД РД-301 принимаем в качестве аналога предлагаемого изобретения "Способ...". Недостаток этого способа в том, что использование на этом двигателе таких эффективных компонентов топлива, как аммиак и фтор, требует существенного усложнения конструкции многих агрегатов, узлов и элементов двигателя в сравнении с аналогичным двигателем на компонентах топлива: жидкий кислород и такое углеводородное горючее, как керосин. Этот способ повышения удельного импульса, кроме того, приводит на данном этапе развития техники к высокой стоимости разработок и в конечном счете к высокой стоимости выполнения соответствующих научно-технических задач.

В патентах США также имеется целый ряд технических решений по совершенствованию компонентов топлива для ЖРД. Этому вопросу, в частности, посвящены патенты США NN 3097479, 3127735, 3230700, изобретения по которым принимаем также в качестве аналогов предлагаемого изобретения "Способ...". В этих аналогах не указывается о применении горючего для кислородного ЖРД, аналогичного керосину, но обеспечивающего больший удельный импульс.

На компонентах топлива жидкий кислород - керосин работает известный ЖРД РД-107 конструкции ГДЛ-ОКБ (см. энциклопедия "Космонавтика", М., 1985, стр. 327, статья РД-107). Этот двигатель имеет удельный импульс на земле 2520 м/с, а в пустоте 3080 м/с. Способ получения удельного импульса за счет взаимодействия указанных компонентов топлива на ЖРД РД-107 принимаем в качестве прототипа предлагаемого изобретения. Недостаток этого способа в том, что в нем имеется резерв повышения удельного импульса ЖРД за счет использования более эффективного углеводородного горючего, чем керосин, причем такого горючего, которое бы не требовало существенных и принципиальных переделок двигателя.

Как показали теоретические и экспериментальные исследования, углеводородное горючее полициклической структуры может обеспечить увеличение теплопроизводительности топлива за счет оптимизации сочетания долей C и H элементов в горючем и энтальпии его образования из этих элементов.

Таким углеводородным горючим является дициклобутил (C₈H₁₄), который в паре с жидким кислородом в ракетных топливах может обеспечить увеличение удельного импульса применительно к ЖРД указанного выше типа РД-107 примерно на 2%.

Сущность изобретения "Способ повышения удельного импульса ЖРД" заключается в том, что в ЖРД, работающий на кислороде и жидком углеводородном горючем, в качестве окислителя подают жидкий кислород, а в качестве углеводородного горючего подают дициклобутил (C₈H₁₄). Дициклобутил по своим физико-техническим и химическим свойствам близок к керосину (повышенная плотность, температура кипения и замерзания, термостабильность, охлаждающие свойства), что позволяет использовать его вместо керосина.

Применительно к ЖРД предлагаемый способ позволяет увеличить удельный импульс по сравнению со способами, при которых двигатели работают на жидком кислороде и керосине. Следует отметить, что такое углеводородное горючее как метан обеспечивает в паре с кислородом еще более высокий удельный импульс, чем дициклобутил, но применение метана требует существенных переделок соответствующих кислород-керосиновых ЖРД.

Расчетные данные удельного импульса в зависимости от массового соотношения компонентов топлива (окислитель к горючему) Km при давлении в камере сгорания 260 кгс/см² и геометрической степени расширения сопла по площади 36,9 приводим в нижеследующей таблице, где в колонке "дициклобутил" для компонентов топлива жидкий кислород - дициклобутил, а в колонке "керосин" для компонентов топлива жидкий кислород - керосин. Эти данные определены применительно для ЖРД в основном типа РД-107, но выполненного по схеме с дожиганием генераторного газа в камере.

Как видно из таблицы, для кислородных ракетных двигателей аналогичного исполнения использование в качестве горючего дициклобутила по сравнению с керосином дает выигрыш в удельном импульсе примерно 2%.

Применительно для ЖРД больших и средних мощностей наиболее целесообразен выбор массового соотношения компонентов топлива (окислителя к горючему) лежит в интервале от 2,4 до 3. Такое соотношение компонентов топлива является наиболее целесообразным, т.к. обеспечивает наибольшие значения удельного импульса соответствующих ракетных двигателей. Однако приведенная таблица показывает, что возможны и иные значения соотношения компонентов топлива, например 2 или 3,5. Однако при таких значениях соотношения компонентов эффективность предлагаемого способа в ряде случаев существенно снижается.

В других частных случаях предлагаемого способа отмечается, что в камере сгорания ЖРД обеспечивают давление от 50 до 300 кгс/см². При меньших, хотя и тоже возможных, давлениях в камере сгорания сложно обеспечить эффективно высокое значение удельного импульса, а при давлениях, больших чем предусмотрено в указанном интервале, возникают трудности в обеспечении работоспособности соответствующих элементов по прочностным соображениям.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение "Способ.. . .", состояла в том, чтобы выявить углеводородное горючее, близкое по своим физико-техническим и химическим свойствам к керосину, которое позволило бы повысить удельный импульс ЖРД, в котором в качестве окислителя применяется жидкий кислород.

Технический результат изобретения заключается в том, что выявлено углеводородное горючее дициклобутил (C₈H₁₄), которое, обладая близкими к керосину физико-техническими и химическими свойствами в паре с окислителем кислородом (жидким или газообразным), позволяет по сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД повысить удельный импульс ЖРД примерно на 2% (см. также приведенную выше таблицу).

Другой технический результат изобретения "Способ..." заключается в том, что выявлено горючее для углеводородно-кислородного ЖРД, которое не требует принципиальных переделок двигателя по сравнению с кислородно-керосиновым ЖРД.

В ракетной технике получили широкое распространение ракетные двигательные установки с жидкостными ракетными двигателями. Такая двигательная установка представлена, например, в монографии "Ракеты-носители" под ред. проф. С. О. Осипова, М., 1981 г., Воениздат, глава 8, стр.203. На рис. 6.1. здесь дана схема двигательной установки с турбонасосной системой подачи компонентов топлива. Эта установка содержит жидкостный ракетный двигатель, включающий в себя турбонасосную систему подачи окислителя и горючего, бак окислителя и бак горючего, агрегаты автоматики, причем бак с горючим заполнен соответствующим количеством горючего, а бак окислителя заполнен соответствующим количеством окислителя.

Эту ракетную двигательную установку принимаем в качестве аналога предлагаемого изобретения "Ракетная двигательная установка". Недостаток аналога в том, что в нем не приводятся определенные компоненты топлива, на которые ориентирована эта установка, поэтому оценить эффективность этой установки не представляется возможным.

Известна двигательная установка 1-й ступени американской ракеты-носителя "Сатурн-1" (см. энциклопедия "Космонавтика", гл. редактор В.П.Глушко, М., 1985, стр. 322, статья "Ракетная двигательная установка", стр.346 статья "Сатурн", стр.444, статья "Н-1").

Эта двигательная установка 1-й ступени состоит из 8 ЖРД Н-1. Топливо двухкомпонентное (окислитель - жидкий кислород). Двигатель имеет турбонасосную систему подачи топлива. Таким образом, эта ракетная двигательная установка содержит еще баки окислителя и горючего, а также автоматику. Бак окислителя заполнен соответствующим количеством жидкого кислорода, а бак горючего - соответствующим количеством углеводородного горючего - керосина.

Это техническое решение выбираем в качестве аналога предлагаемого изобретения "Ракетная двигательная установка". Недостаток аналога в том, что бак горючего заполнен керосином, который не является наиболее эффективным топливом для этой установки.

Известна ракетная двигательная установка 1-й ступени межконтинентальной баллистической ракеты Р-9, в которой в качестве основных компонентов топлива использовались кислород - керосин (см. книгу "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева", под ред. Семенова Ю.П., Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева 1996, стр. 121, 122).

Бак окислителя заполнен соответствующим количеством жидкого кислорода, а бак горючего - соответствующим количеством углеводородного горючего - керосина.

Это техническое решение выбираем в качестве прототипа заявляемого изобретения "ракетная двигательная установка". Недостаток прототипа в том, что бак горючего заполнен керосином, который не является наиболее эффективным топливом для этой установки, в которой, таким образом, имеются возможности для повышения удельного импульса ЖРД.

Сущность изобретения "Ракетная двигательная установка для осуществления способа" заключается в том, что эта установка содержит не менее одного ЖРД, баки хранения окислителя и горючего, систему/ы подачи окислителя и горючего, агрегаты автоматики, бак окислителя заполнен соответствующим количеством кислорода, преимущественно жидкого, а бак горючего заполнен соответствующим количеством дициклобутила (C₈H₁₄). В принципе эти баки могут быть полностью заполнены компонентами топлива.

В частном случае, температура дициклобутила в баке равна от -50^oC до +50^oC.

Задача, которая состояла в предлагаемом изобретении, заключается в том, чтобы осуществить подачу в ЖРД ракетной двигательной установки горючее, обеспечивающее больший удельный импульс кислородного ЖРД по сравнению с керосином и близкое к керосину по своим физико-техническим и химическим свойствам.

Технический результат от реализации изобретения - возможность повышения удельного импульса ЖРД, тяги двигателя, продолжительности работы двигателя в полете, или сокращение массы баков (как пустых, так и заполненных) без принципиальных переделок в схеме ЖРД и ракетной двигательной установке.

Перечень фигур чертежей.

На фиг. 1 представлены зависимости удельного импульса I от соотношения компонентов топлива Km кислород - керосин и кислород - дициклобутил.

На фиг. 2 представлена ракетная двигательная установка, в которой ЖРД имеет турбонасосную систему подачи топлива.

На фиг. 3 представлена ракетная двигательная установка с баллонной системой подачи топлива.

Примеры осуществления "Способа повышения удельного импульса ЖРД".

Пример 1 В ЖРД подают жидкий кислород и дициклобутил. Массовое соотношение компонентов топлива (окислителя к горючему). Давление в камере сгорания P_и=50 кгс/см².

Двигатель однокамерный. Турбонасосная система подачи. Номинальная тяга 50 т. с. Удельный импульс в пустоте 357 с (Такой же двигатель на керосине в качестве горючего имеет удельный импульс 350 с).

Пример 2 То же, что Пример 1, но ЖРД двухкамерный Km=2,6 P_и=260 кгс/см² Номинальная тяга 400 т.с.

Удельный импульс на земле 344,5 с (Такой же двигатель на керосине в качестве горючего имеет удельный импульс 337,73 с).

Пример 3 То же, что Пример 1, Km=2,6 P_и=30 кгс/см²
Балонная система подачи
Номинальная тяга двигателя 100 кгс/см
Удельный импульс в пустоте 357 с
(Такой же двигатель на керосине в качестве горючего имеет удельный импульс 350 с).

Пример 4
То же, что Пример 1, но
Km=3
P_и=300 кгс/см²
Номинальная тяга 230 т.с.

Удельный импульс в пустоте 357 с
(Тот же двигатель на керосине в качестве горючего имеет удельный импульс 350 с).

Как видно из представленных примеров, использование дициклобутила в качестве углеводородного горючего ракетного топлива для кислородного ЖРД позволяет увеличить удельный импульс по сравнению с керосином примерно на 2%. Представленные на фиг. 1 кривые зависимостей удельного импульса I от соотношения компонентов топлива Km (массовое соотношение расходов кислорода к углеводородному горючему) для значений Km от 2,4 до 3 при давлении в камере сгорания 260 кгс/см² и геометрической степени расширения сопла по площади 36,9 наглядно иллюстрируют насколько велики преимущества дициклобутила по сравнению с керосином по удельному импульсу.

Следует отметить, что использование дициклобутила вместо керосина возможно и на трехкомпонентных ЖРД.

В состав дициклобутила могут при необходимости входить различные добавки, улучшающие свойства хранения и эксплуатации компонента, например ингибиторы, стабилизаторы и пр.

В принципе, возможно применение компонентов топлива по предложенному способу в газообразном состоянии, а не в жидком.

Примеры осуществления ракетной двигательной установки представлены на фиг. 2 и фиг.3. На фиг. 2: 1 - бак горючего; 2 - бак окислителя, 3, 4 - турбонасосный агрегат, где 3 -турбина, 4 - насосы горючего и окислителя, 5 - газогенератор, 6 - камера ЖРД, 7, 8, 9, 10 - клапаны и регуляторы системы автоматики.

На фиг. 3: 11 - бак горючего; 12 - бак окислителя; 13 и 14 клапаны и регуляторы системы автоматики, 15 - камера ЖРД.

Отличительной особенностью ракетной двигательной установки является тот факт, что бак с дициклобутилом гидравлически соединен с входной магистралью горючего ЖРД, начинающейся с клапана 9. Следует отметить, что в качестве принципиальной схемы ЖРД, а также ракетной двигательной установки могут быть выбраны любые схемы, в которых используется керосин в качестве горючего.

Например, могут использоваться также схемы с автономными ТНА по магистралям горючего и окислителя ЖРД, могут быть использованы схемы с восстановительным или окислительным газогенератором и т.п. Это в данном случае не является принципиальным. Принципиальным является тот факт, что на ракетной двигательной установке бак (ракетный или стендовый) горючего до заданного уровня заполнен дициклобутилом и что бак дициклобутила гидравлически соединен со входом в магистраль горючего ЖРД. Следует отметить, что на фиг. 2 и фиг. 3 не показан ряд агрегатов автоматики, системы продувки, системы регулирования, системы зажигания, системы наддува баков и пр. для упрощения схематического изображения.

Следует отметить, что в ракетную двигательную установку может входить и более, чем 1 ЖРД.

Работает ракетная двигательная установка следующим образом.

При открытии в заданной последовательности клапанов ракетной двигательной установки 7, 8, 9, 10 (13, 14) завязывается процесс в газогенераторе 5 и в конечном счете начинают работать камеры 6(15), создавая тягу ЖРД с повышенным удельным импульсом по сравнению с установками, в которых в качестве горючего используют керосин. При останове двигателей ракетной установки осуществляется перекрытие клапанов, в том числе 7, 8, 9, 10 (13, 14) в заданной последовательности. Процесс в камерах 6 (15) и газогенераторе 5 прекращается. Тяга двигателя становится равной 0.

Формула изобретения

1. Способ увеличения удельного импульса жидкостного ракетного двигателя, работающего на жидких компонентах топлива кислород и углеводородное горючее, отличающийся тем, что в качестве углеводородного горючего используют дициклобутил (С₈H₁₄).

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в камере сгорания ракетного двигателя обеспечивают соотношение компонентов топлива K_m от 2,4 до 3.

3. Способ по пп.1 и 2, отличающийся тем, что в камере сгорания камеры жидкостного ракетного двигателя обеспечивают давление 50 - 300 кгс/см².

4. Ракетная двигательная установка, содержащая не менее одного жидкостного ракетного двигателя, баки хранения окислителя и горючего, системы подачи окислителя и горючего, агрегаты автоматики, причем бак с горючим заполнен соответствующим количеством углеводородного горючего, а бак окислителя заполнен соответствующим количеством кислорода, преимущественно жидкого, отличающаяся тем, что бак углеводородного горючего ракетной двигательной установки заполнен дициклобутилом (С₈H₁₄).

5. Ракетная двигательная установка по п.4, отличающаяся тем, что дициклобутил в баке имеет температуру от -50^oC до +50^oC.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5