Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза

 

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза содержит камеру двигателя с трактом регенеративного охлаждения и со смесительной головкой, 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. Изобретение позволит упростить пневмогидравлическую схему двигателя, снизить его габаритно-массовые и стоимостные характеристики, а также обеспечить надежную работу двигателя на всех режимах. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Область техники

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к конструкции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием турбогаза, с управляемым запуском.

Надежность запуска двигателя, выполненного по схеме с дожиганием турбогаза, во многом определяется характером роста давления в камере сгорания двигателя, температуры в газогенераторе и оборотов турбонасосного агрегата.

Резкое пикообразное нарастание давления в камере (особенно на начальной стадии запуска) приводит к соответствующему резкому увеличению противодавления за турбиной, вследствие чего замедляется рост оборотов турбонасосного агрегата, возможны забросы температуры в газогенераторе и прогары проточной части турбины.

С другой стороны, задержка в росте давления в камере сгорания чревата забросами оборотов турбонасосного агрегата и соответствующими пиками давлений в трактах двигателя.

Резкое нарастание расхода пускового горючего в газогенератор на начальной стадии запуска также приводит к забросам температуры в газогенераторе. Однако чрезмерная задержка в росте расхода горючего в газогенератор обуславливает падение оборотов турбонасосного агрегата и нерасчетный запуск двигателя.

Кроме того, особенно при малых входных давлениях компонента топлива, важным является обеспечение бескавитационных условий работы насосов (в том числе и на начальной стадии запуска двигателя), так как вследствие значительного гидравлического сопротивления бустерного насосного агрегата окислителя на режиме самопротока имеют место существенные провалы давления на входе в основной насос турбонасосного агрегата, чреватые кавитационным срывом.

Предшествующий уровень техники

Известен ЖРД SSME - главный двигатель американского МТКС "Рокетдайн" (см. кн. Г.Г.Гахун, В.А.Володин и др. "Конструкция и проектирование ЖРД", М., 1989 г., стр. 94-95, рис.5-7). Этот двигатель содержит камеру двигателя, турбонасосный агрегат, два газогенератора, бустерные насосные агрегаты окислителя и горючего, систему запуска и регулирования и средства для зажигания компонентов топлива в камере двигателя и газогенераторах.

Система регулирования работает по гибким и достаточно сложным программам и содержит большое количество агрегатов автоматики, управление которыми осуществляет контроллер по показаниям датчиков, измеряющих различные параметры.

Котроллер выполняет всю последовательность операций по запуску и регулированию двигателя на всех режимах его работы.

Этот двигатель принимаем за аналог изобретения.

Наличие указанных выше узлов и агрегатов обусловило необходимость использования большого количества сложной датчиковой аппаратуры и уникальных быстродействующих приводов, управляющих работой клапанов-регуляторов, что делает двигатель в целом достаточно дорогостоящим.

Известен ЖРД (см. патент РФ №2158839, МКИ F 02 K 9/48 от 10.11.2000), который содержит камеру двигателя с каналами регенеративного охлаждения со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, включающий турбину, насос окислителя и двухступенчатый насос горючего, топливоподающие магистрали, в которых установлены бустерные турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, газогенератор, питаемый от насосов окислителя и горючего, выход из которого соединен с коллектором турбины, и далее по потоку, через газовод соединен со смесительной головкой камеры двигателя.

Питание камеры двигателя горючим осуществляется с выхода первой ступени насоса горючего, в котором установлен дроссель, управляемый электроприводом. В магистрали питания горючим газогенератора установлен регулятор расхода, управляемый также электрогидроприводом. Система запуска двигателя включает пусковой бачок, выход из которого соединен с регулятором расхода и далее через ампулу с пусковым горючим соединен с газогенератором, а также через другую ампулу с пусковым горючим соединен с камерой двигателя. Питание турбины бустерного турбонасосного агрегата насоса горючего осуществляется горючим, отбираемым с выхода первой ступени насоса горючего, а питание турбины бустерного турбонасосного агрегата насоса окислителя осуществляется отбором газа из газовода. Этот двигатель принимаем за прототип изобретения.

В этом двигателе система запуска и регулирования основана на использовании сложных и достаточно громоздких быстродействующих электрогидроприводов для работы регулирующих агрегатов, что естественно отражается на габаритно-массовых и стоимостных показателях двигателя.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является создание жидкостного ракетного двигателя с дожиганием турбогаза, в котором обеспечен надежный запуск двигателя с использованием относительно простых схемно-конструкторских решений и применением недорогостоящих и малогабаритных односкоростных электроприводов постоянного тока для регулирования двигателя на основном режиме.

Технический результат состоит в упрощении пневмогидравлической схемы двигателя и упрощении его габаритно-массовых и стоимостных характеристик.

Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе с дожиганием турбогаза, содержащем камеру двигателя с трактом регенеративного охлаждения и со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, включающий турбину, насос окислителя и двухступенчатый насос горючего, размещенные на одном валу, газогенератор, систему запуска, имеющую пусковой бачок со штатным горючим, газовый объем которого соединен с источником газа высокого давления через пуско-отсечной клапан, средства для зажигания компонентов топлива в газогенераторе и в камере двигателя и топливные магистрали, подводящие окислитель и горючее к насосам окислителя и горючего, в которых установлены бустерные турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, при этом напорная магистраль насоса окислителя соединена с входом в газогенератор через пуско-отсечной клапан, а напорная магистраль первой ступени насоса горючего через дроссель с электроприводом соединена с каналами регенеративного охлаждения камеры двигателя, выход из которых соединен со смесительной головкой, а напорная магистраль второй ступени насоса горючего через обратный клапан соединена с регулятором расхода с электроприводом, при этом другой вход регулятора также через обратный клапан соединен с пусковым бачком штатного горючего, кроме того, выход из регулятора соединен с газогенератором через пуско-отсечной клапан, а выход из газогенератора соединен со входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой через газовод соединен со смесительной головкой камеры двигателя, при этом газовод соединен с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата окислителя через обратный клапан, а регулятор расхода, установленный в магистрали подачи горючего в газогенератор, снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком шататного горючего, при этом гидрореле также соединено со второй ступенью насоса горючего, а дроссель, установленный на магистрали первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени, причем в турбине бустерного турбонасосного агрегата окислителя дополнительно выполнены автономные секции сопел, вход в которые соединен с напорной магистралью насоса окислителя через отсечной клапан.

Краткое описание чертежей

Принципиальная схема жидкостного ракетного двигателя представлена на фиг.1. На фиг.2 представлен фрагмент А магистрали подачи горючего в газогенератор с регулятором расхода.

Пример реализации изобретения

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру 1, турбонасосный агрегат 2, газогенератор 3, пусковой бачок со штатным горючим 4 и топливные магистрали окислителя 5 и горючего 6 соответственно.

В качестве горючего используется углеводородное горючее, например керосин, а в качестве окислителя - жидкий кислород. Штатным горючим является в данном случае керосин.

Камера содержит корпус 7 и смесительную головку 8. Корпус состоит из цилиндрической камеры сгорания 9 и сопла 10. Он выполнен с каналами регенеративного охлаждения 11. В корпусе камеры сгорания установлены форсунки системы зажигания 12.

На корпусе камеры выполнены общий коллектор 13 охлаждающего тракта, выходной коллектор 14 охлаждающего тракта сопловой части и коллектор 15 охлаждающего тракта камеры сгорания. Выходной коллектор 14 через трубопроводы 16, пускоотсечной клапан 17 и трубопроводы 18 соединен с коллектором 15.

Турбонасосный агрегат 2 состоит из турбины 19, центробежного насоса окислителя 20 и центробежного насоса горючего 21, включающего первую 22 и вторую 23 ступени, последовательно соединенные между собой. Турбина 19, насос окислителя 20 и насос горючего 21 установлены на одном валу 24.

Турбина 19 турбонасосного агрегата 2 работает на окислительном газе, получаемом в газогенераторе 3.

Газогенератор 3 содержит корпус 25, в котором выполнен патрубок подвода окислителя 26 и патрубок подвода горючего 27. Внутри корпуса установлена цилиндрическая камера 28 со смесительной головкой 29. Между цилиндрической камерой 28 и корпусом 25 образована коллекторная полость 30, которая гидравлически соединена со смесительной головкой 29 газогенератора 3.

Выход из газогенератора через патрубок 30 соединен с коллектором 31 турбины 19 и далее через газовод 32 соединен со смесительной головкой 8 камеры сгорания 9.

Бустерный турбонасосный агрегат окислителя 33 соединен магистралью окислителя 5 с насосом окислителя 20.

Топливная магистраль горючего 6 соединена с первой ступенью 22 насоса горючего 21, при этом на входе в эту магистраль установлен бустерный турбонасосный агрегат горючего 34.

Бустерный турбонасосный агрегат горючего выполнен в виде единого блока и состоит из гидравлической турбины 35 и шнекового насоса 36. Рабочее тело турбины - жидкое горючее, отбираемое из первой ступени 22 насоса горючего 21 через магистраль 37 и подводимое к секциям соплового аппарата 38.

Бустерный турбонасосный агрегат окислителя 33 выполнен в виде единого блока и состоит из турбины 39, шнекового насоса 40 и двух автономных секций сопел 41 и 42.

Основным рабочим телом турбины 39 бустерного турбонасосного агрегата 33 является окислительный газ, отбираемый из газовода 32 и подаваемый по магистрали 43 к автономной секции автономных сопел 41. В магистрали 43 установлен обратный клапан 44.

На начальном этапе запуска питание турбины 39 дополнительно осуществляется жидким кислородом, отбираемым с выхода насоса окислителя 20 и подводимым по магистрали 45 к автономной секции сопел 42, в которой установлен отсечной клапан 46.

Такое решение позволяет в процессе запуска двигателя осуществить быстрый разгон бустерного насосного агрегата окислителя 33 и одновременно замедлить обороты основного турбонасосного агрегата 2 и соответственно обеспечить бескавитационные условия работы насосов окислителя 20 и горючего 21.

Пусковой бачок 4, заполненный штатным горючим, соединен с газовым баллоном высокого давления 47 через магистраль 48, в которой установлен клапан 49.

Подвод жидкого окислителя в коллекторную полость 30 газогенератора 3 осуществляется через магистраль 50, соединяющую выход насоса окислителя 20 с подводящим патрубком 26, причем в этой магистрали установлен пускоотсечной клапан 51.

Подвод основного горючего в газогенератор 3 осуществляется через магистраль 52, соединяющую выход 53 второй ступени из насоса горючего 21 с патрубком подвода горючего 27 в смесительную головку 29 газогенератора 3. В этой магистрали установлен регулятор расхода 54 (регулятор тяги), управляемый электроприводом 55, ампула с пусковым горючим 56 и пускоотсечной клапан 57. Выход 53 второй ступени насоса горючего 23 соединен со входом в регулятор расхода 54 через магистраль 58, в которой установлен обратный клапан 59.

Горючее с выхода из пускового бачка со штатным горючим 4 подводится к дополнительному входу регулятора расхода 54 через магистраль 60, в которой установлен обратный клапан 61.

В качестве электропивода регулятора расхода используется односкоростной электродвигатель постоянного тока. Этот электродвигатель управляет регулятором расхода на основном режиме работы двигателя.

Программная перекладка регулятора расхода 54 на начальном этапе запуска двигателя осуществляется с помощью дополнительного гидропривода 62, установленного на входе в регулятор 54. Управление работой гидропривода 62 (фиг.2, фрагмент А) осуществляется от гидрореле 63, срабатывающего от давления горючего за насосом второй ступени 23. Надпоршневая полость 64 гидрореле 63 через магистраль 65 соединена с выходом 58 второй ступени насоса горючего 23. Входной патрубок 66 гидрореле 63 соединен с выходной магистралью 67 пускового бачка со штатным горючим 4. Выходной патрубок 68 гидрореле 63 через кавитирующий жиклер 69 соединен с управляющей полостью 70 гидропривода 62.

Пусковой бачок со штатным горючим 4 также соединен через магистраль 71 (фиг.1) с форсунками зажигания 12 камеры сгорания 9, в которой установлена ампула с пусковым горючим 72 и обратный клапан 73.

Подвод горючего к камере сгорания 9 двигателя осуществляется через магистраль 74, соединяющую выход первой ступени насоса горючего 22 с общим коллектором 13 охлаждающего тракта камеры.

В магистрали 74 установлен дроссель 75 - регулятор соотношения компонентов топлива в камере сгорания, выполненный за одно целое с пневмоуправляемым клапаном 76 - клапаном предварительной ступени. Клапан 76 снабжен патрубком 77, через который осуществляется подвод управляющего давления. При подаче управляющего давления на клапан 76 он частично перекрывает проходное сечение дросселя 75 и тем самым обеспечивает кратковременную задержку в подаче горючего в камеру сгорания на начальной стадии запуска двигателя. Управление дросселем осуществляется с помощью односкоростного электродвигателя постоянного тока 78.

Работа устройства

Запуск двигателя осуществляется на принципе "самопуска". Перед запуском двигателя производят заливку полостей насосов 20, 21 и заполнение магистралей 74, 11, 16 подвода горючего к камере 1 (до пускоотсечного клапана 17) и магистралей 50 и 52 подвода окислителя и горючего в газогенератор 3.

По команде на запуск двигателя открывается клапан горючего 57 газогенератора 3. Затем открывается клапан 51 газогенератора и окислитель поступает в газогенератор.

Горючее под давлением наддува пускового бачка со штатным горючим 4 через магистраль 67 и обратный клапан 61 поступает в регулятор расхода 54, а из него - в магистраль 52, в которой установлена ампула с пусковым горючим 56 и вытесняет его в газогенератор 3 через клапан 57. При этом регулятор расхода настроен на предварительную ступень работы двигателя.

Одновременно горючее из пускового бачка со штатным горючим 4 по магистрали 71 поступает в ампулу с пусковым горючим 72 и вытесняет его с некоторой задержкой в камеру сгорания 9 через обратный клапан 73 и форсунки зажигания 12. Пусковое горючее, поступившее в газогенератор, воспламеняется с ранее поданным туда жидким окислителем. В течение этого времени задержки в газогенераторе 3 уже начался процесс горения и вырабатываемый генераторный газ с избытком окислителя по газоводу 30 поступает в коллектор 31, а из него на турбину 19 и начинает постепенно раскручивать ее и соответственно раскручивать насосы окислителя 20 и горючего 21. Отработанный на турбине 19 газ по газоводу 32 поступает в смесительную головку 8 камеры сгорания 9 и воспламеняется с пусковым горючим, поступившим туда через форсунки зажигания 12. Затем открывается пускоотсечной клапан горючего 17 камеры и горючее с выхода первой ступени 22 насоса горючего 21, пройдя магистраль 74, в которой установлен дроссель 75 с управляемым клапаном 76, каналы регенеративного охлаждения 11 сопла 10 и трубопроводы 16, по трубопроводам 18 поступает в коллектор 15 охлаждения камеры сгорания, каналы регенеративного охлаждения 11, а из них - в смесительную головку 8.

На этом этапе запуска дроссель горючего 75 настроен на предварительную ступень. Это достигается за счет подачи управляющего давления в патрубок 77 клапана 76, который частично перекрывает проходное сечение дросселя.

Рост давления на выходе насосов окислителя 20 и горючего 21 способствует росту оборотов бустерных турбонасосных агрегатов окислителя 33 и горючего 34, при этом питание турбины 39 бустерного турбонасосного агрегата окислителя 33 осуществляется окислительным газом, отбираемым из газовода 32 и подаваемым к соплам 41 через трубопровод 43 и обратный клапан 44, а питание турбины 35 бустерного турбонасосного агрегата горючего 34 осуществляется от первой ступени насоса горючего 22 через магистраль 37. Кроме того, на этой стадии запуска питание турбины 39 бустерного турбонасосного агрегата окислителя 33 осуществляется также от дополнительных секций сопел 42, куда подводится окислитель, отбираемый с выхода насоса окислителя 20 по магистрали 45 через отсечной клапан 46. Окислительный газ и жидкий окислитель, питающие турбину бустерного турбонасосного агрегата окислителя, после отработки на ней сбрасываются в основной поток топливной магистрали окислителя 5.

Подвод окислителя на автономные сопла 42 турбины 39 бустерного турбонасосного агрегата окислителя 33 в процессе запуска обеспечивает более быстрый его разгон, а с другой стороны, отбор этого рабочего тела с выхода насоса окислителя автоматически приводит к дополнительной загрузке турбонасосного агрегата, что позволяет замедлить темп роста его оборотов. Указанное сочетание интенсификации раскрутки бустерного турбонасосного агрегата окислителя 33 с искусственным замедлением темпа роста оборотов турбонасосного агрегата 2 обеспечивает бескавитационные условия работы насосов 20 и 21 в процессе запуска.

При достижении определенного давления горючего на выходе из второй ступени насоса горючего 23 срабатывает гидрореле 63 (фиг.2), горючее из пускового бачка со штатным горючим 4 по магистрали 67 поступает в надпоршневую полость 70 гидропривода 62 и кавитирующий жиклер 69.

При достижении определенного давления за второй ступенью насоса горючего 23 обратный клапан 61 на линии горючего 60 из пускового бачка со штатным горючим 4 закрывается, в результате чего прекращается подача горючего из пускового бачка со штатным горючим 4 в регулятор 54. После этого подача горючего в газогенератор 3 осуществляется только от второй ступени насоса горючего 23, через магистраль 58, обратный клапан 61 и регулятор расхода 54. В результате чего регулятор расхода 54 перенастраивается в положение, соответствующее основному режиму.

По мере роста давления горючего в магистралях двигателя и при достижении определенного давления на выходе из насоса окислителя 20 клапан 46 автоматически закрывается и турбина 39 бустерного турбонасосного агрегата окислителя 33 переходит на питание только окислительным газом, отбираемым после основной турбины 19.

При достижении на входе в дроссель 75 определенного давления производится автоматическое открытие клапана предварительной ступени 76 на полное проходное сечение, и дроссель 75 переводится в положение, соответствующее основному режиму. По мере дальнейшего роста параметров, после окончания перестройки регулятора расхода 54 и дросселя 75, двигатель выходит на основной режим.

При работе двигателя на основном режиме изменение тяги двигателя обеспечивается изменением температуры газа в газогенераторе 3 путем программной перенастройки регулятора расхода 54, а регулирована массового соотношения расходов компонентов топлива - с помощью дросселя 75.

Останов двигателя осуществляется закрытием клапан горючего 57 газогенератора 3. В результате чего происходит падение давления в магистралях двигателя и закрытие клапанов окислителя 51 газогенератора 3 и горючего 17 камеры 1.

Промышленная применимость

Заявленный жидкостный ракетный двигатель найдет применение в ракетной технике, в частности для кислородо-углеводородных ракетных двигателей больших тяг, в которых для привода турбины турбонасосного агрегата используется газ с избытком окислителя.

Формула изобретения

1. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза, содержащий камеру двигателя с трактом регенеративного охлаждения и со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, включающий турбину, насос окислителя и двухступенчатый насос горючего, размещенные на одном валу, газогенератор, систему запуска, имеющую пусковой бачок со штатным горючим, газовый объем которого соединен с источником газа высокого давления через пускоотсечной клапан, средства для зажигания компонентов топлива в газогенераторе и в камере двигателя и топливные магистрали, подводящие окислитель и горючее к насосам окислителя и горючего, в которых установлены бустерные турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, при этом выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор через пускоотсечной клапан, а выход первой ступени насоса горючего через дроссель с электроприводом соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и далее по потоку соединен со смесительной головкой, а выход второй ступени насоса горючего через обратный клапан соединен с регулятором расхода с электроприводом, при этом другой вход регулятора также через обратный клапан соединен с пусковым бачком со штатным горючим, кроме того, выход из регулятора соединен с газогенератором через пускоотсечной клапан, а выход из газогенератора соединен со входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой через газовод соединен со смесительной головкой камеры двигателя, причем газовод соединен с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата окислителя через обратный клапан, отличающийся тем, что регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим, при этом гидрореле также соединено со второй ступенью насоса горючего, а дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

2 Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в турбине бустерного турбонасосного агрегата окислителя дополнительно выполнены автономные секции сопел, вход в которые соединен с выходом насоса окислителя через отсечной клапан.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве электроприводов дросселя и регулятора расхода применены односкоростные электродвигатели постоянного тока.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2