Дросселируемый кислородно-углеводородный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием восстановительного газа

 

Дросселируемый кислородно-углеводородный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием восстановительного газа включает топливные магистрали, охлаждаемую углеводородным горючим камеру, работающий на кислородно-углеводородном топливе при избытке горючего газогенератор и топливные насосы с приводом от газовой турбины. Система управления работой двигателя включает установленные в магистралях кислородного окислителя регулятор тяги и дроссель регулирования соотношения топливных компонентов. В системе управления работой предусмотрено задействуемое на дроссельном режиме устройство создания дополнительной нагрузки для насоса углеводородного горючего. Устройство создания дополнительной нагрузки для насоса углеводородного горючего представляет либо гидравлическое сопротивление, вводимое непосредственно в магистраль питания газогенератора горючим, либо перепускную магистраль с гидравлическим сопротивлением. Изобретение обеспечит работоспособность жидкостных ракетных двигателей в широком диапазоне дросселирования и позволит предотвратить образование сажи в газогенераторе. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей топлива, состоящего из раздельно хранимых окислителя и горючего.

Известен ЖРД, включающий магистрали жидких и газообразных рабочих тел, рассчитанную на проточное охлаждение углеводородным горючим камеру с форсуночной головкой и сверхзвуковым реактивным соплом, работающий на кислородно-углеводородном топливе при избытке горючего газогенератор, топливные насосы с приводом от газовой турбины, выхлопной патрубок которой подключен к форсуночной головке камеры, систему управления работой с регулятором тяги и дросселем регулирования соотношения топливных компонентов - см. Acta Astronautica, Vol.41, Nos 4-10, pp.209-217, published by Elsevier Science Ltd, 1997 - прототип изобретения.

ЖРД, выполненные по схеме с дожиганием, находят широкое применение в ракетах-носителях, при помощи которых осуществляется вывод полезных грузов в космос. Эти ЖРД могут функционировать при высоком давлении в камере (р_к), что обеспечивает высокую степень преобразования химической энергии используемого двухкомпонентного жидкого топлива для получения тяги двигателя. Однако устройство-прототип имеет существенный недостаток. Дело в том, что при дросселировании известного ЖРД (то есть при управляемом снижении тяги) в пределах, определяемых условиями полета ракеты-носителя, наряду со снижением параметра р_к снижается и расход горючего на охлаждение камеры, и его может оказаться недостаточно, чтобы охладить камеру. Это обстоятельство сужает диапазон дросселирования ЖРД.

Предлагаемое изобретение решает техническую задачу обеспечения работоспособности ЖРД в широком диапазоне дросселирования.

Поставленная техническая задача решается тем, что в ЖРД, включающем магистрали жидких и газообразных рабочих тел, рассчитанную на проточное охлаждение углеводородным горючим камеру с форсуночной головкой и сверхзвуковым реактивным соплом, работающий на кислородно-углеводородном топливе при избытке горючего газогенератор, топливные насосы с приводом от газовой турбины, выхлопной патрубок которой подключен к форсуночной головке камеры, систему управления работой с регулятором тяги и дросселем регулирования соотношения топливных компонентов, согласно изобретению в системе управления работой предусмотрено задействуемое на дроссельном режиме устройство создания дополнительной нагрузки для насоса углеводородного горючего.

В частных случаях изобретения:

- упомянутое устройство представляет собой нерегулируемое или регулируемое гидравлическое сопротивление, вводимое непосредственно в магистраль питания газогенератора горючим;

- упомянутое устройство включает перепускную магистраль с регулируемым или нерегулируемым гидравлическим сопротивлением.

При осуществлении изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом решаемой задачи.

Изобретение поясняется при помощи чертежа, где представлена функциональная схема ЖРД, устроенного согласно изобретению. ЖРД содержит создающую тяговое усилие камеру 1 с форсуночной головкой 1А, со сверхзвуковым реактивным соплом 1В и предназначенный для подачи жидкого топлива турбонасосный агрегат (ТНА). Он включает расположенные по однороторной схеме двухступенчатый насос кислородного окислителя (например, сжиженного кислорода) 2 с подкачивающей ступенью 2А, двухступенчатый насос углеводородного горючего (например, сжиженного метана) 3 с подкачивающей ступенью 3А и газовую турбину 4. Она подключена на входе к газогенератору 5, а на выходе - посредством выхлопного патрубка (газовода) 6 - к упомянутой форсуночной головке 1А. Эта головка соединена также с насосом окислителя - посредством высоконапорной магистрали 7 с установленным в ней электроприводным дросселем 8. Газогенератор 5 предназначен для выработки рабочего тела турбины, осуществляемого при сгорания части расходуемого ЖРД двухкомпонентного топлива с избытком горючего (в конкретном случае - метана). Форсуночная головка 5А газогенератора подключена к насосу горючего посредством высоконапорного трубопровода 9 с установленным в нем нормально открытым регулятором перепада давлений 10, а он сообщен управляющим трубопроводом 11 с магистралью 12, по которой в ГГ поступает окислитель из насосной ступени 2А. В указанной магистрали установлен электроприводной регулятор 13. Камера имеет корпус с двумя стенками, образующими тракт проточного охлаждения 1С. Он сообщен посредством подводящего трубопровода 14 с выходом насосной ступени 3 и сообщен посредством отводящего трубопровода 15 с входом насосной ступени 3А.

Как показано на чертеже штриховыми линиями, в описанном ЖРД по линии питания ГГ горючим может предусматриваться вместо регулятора 10 перепускная магистраль 16 с нормально закрытым клапаном 17.

Описанный ЖРД работает следующим образом. Сжиженный кислород поступает в насос 2, из которого основная часть жидкости (≈80%) по магистрали 7 подается в форсуночную головку 1А камеры 1. Оставшаяся часть окислителя поступает в подкачивающую насосную ступень 2А, из которой по магистрали 12 подается в форсуночную головку 5А газогенератора 5. Сжиженный метан поступает в насос 3. Часть горючего по трубопроводу 14 подается насосом в тракт проточного охлаждения 1С камеры, и нагретый хладагент отводится по трубопроводу 15 на вход подкачивающей насосной ступени 3А. Она повышает давление всей массы горючего для подачи его по трубопроводу 9 в форсуночную головку газогенератора. От сгорания топливных компонентов с избытком горючего в ГГ образуется восстановительный газ (с температурой Т_гг порядка 500...1000 К). Он поступает на турбину 4, приводя во вращение ее ротор, а с ним и топливные насосы. Отработавший на турбине газ поступает по газоводу 6 в форсуночную головку 1А камеры и дожигается в огневом пространстве с окислителем, поступившим из магистрали 7. Высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле 1В, создавая тягу ЖРД.

Управление рабочим режимом ЖРД осуществляют воздействием на органы 8, 10, 13, 17. При этом поворот заслонки дросселя 8 приводит к изменению расхода окислителя через двигатель, благодаря чему достигается необходимое (для одновременной выработки топлива из баков ракеты-носителя) изменение соотношения топливных компонентов. Перемещение иглы регулятора 13 приводит к изменению расхода окислителя (m_о) в магистрали питания ГГ, вследствие чего меняются соотношение топливных компонентов в ГГ (к_гг) и, следовательно, температура генераторного газа. Вследствие этого изменяется мощность ТНА, и ЖРД переводится в другой режим тяги. При увеличении m_o величина Т_гг возрастает, и двигатель форсируется, а при уменьшении m_о величина Т_гг снижается, и двигатель дросселируется.

При дросселировании происходит падение давления в магистрали 12 и соответственно в управляющем трубопроводе 11, благодаря чему исполнительный орган регулятора 10 перемещается в положение 10А на прикрытие проходного сечения. Вносимое этим дополнительное гидравлическое сопротивление (Δр) создает дополнительную нагрузку на насос углеводородного горючего, которая компенсируется - в целях обеспечения необходимого расхода горючего через ГГ (m_г) - повышенными (по сравнению с ЖРД-прототипом) оборотами ТНА (n). При этом относительный расход горючего, поступающего по трубопроводу 14 на охлаждение камеры (m_{г, охл}), также возрастает (по сравнению с ЖРД-прототипом). Выбором соответствующих величин Δр и n обеспечивают величину m_{г, охл}, достаточную для надежного охлаждения камеры на дроссельном режиме. Тот же эффект может достигаться и открытием клапана 17, перепускающего часть расхода горючего из трубопровода 9 на вход насосной ступени 3А.

Существо изобретения не исчерпывается описанным выше конкретным ЖРД. Например, насосы окислителя и горючего могут приводиться от собственных газовых турбин, количество рабочих колес в насосах и турбинах может быть различным. Выбор типа агрегата (клапан, регулятор, дроссель), обеспечивающего дополнительную нагрузку насоса углеводородного горючего, определяется конкретными техническими требованиями к ЖРД. Указанный агрегат может представлять собой нерегулируемое или регулируемое гидравлическое сопротивление. Перепускная магистраль может устраиваться непосредственно между выходом насоса (насосной ступени) и другим местом рабочего тракта ЖРД с меньшим давлением (например, входом в двигатель).

Покажем эффективность нашего изобретения на примере конкретного проекта ЖРД с турбонасосной подачей двухкомпонентного топлива "кислород - метан". Этот ЖРД рассчитан на номинальную тягу 2 МН при р_к=24 МПа и при работе в составе ракеты-носителя должен дросселироваться до р_{к, мин} = 0,4 р_к, что соответствует такому же снижению тяги. Значения других параметров ЖРД на номинальном и минимальном режимах тяги представлены в таблице ниже. Для сравнения в последнем столбце курсивом даны значения параметров на минимальном режиме для ЖРД-прототипа. Таблица содержит, наряду с упомянутыми в тексте, также параметр N_г - мощность насоса метанового горючего.

Как видно из таблицы, при дросселировании ЖРД до 40% номинального давления в камере расход горючего на ее охлаждение снижается до 36%, то есть примерно в одинаковой степени, что гарантирует надежное охлаждение камеры. В отличие от этого, при дросселировании ЖРД-прототипа камера прогорела бы, поскольку величина m_{г, охл} снизилась бы до 25%, что недопустимо по условиям охлаждения конструкции.

Итак, на конкретном проекте показано, что предлагаемое изобретение решает техническую задачу обеспечения работоспособности ЖРД в широком диапазоне дросселирования, то есть ожидаемый технический результат от изобретения подтвержден.

В ряде случаев возможно получение весьма важного дополнительного технического результата. Он обусловлен тем фактом, что при дросселировании предложенного ЖРД возможно предотвратить снижение Т_гг до опасного уровня, при котором в генераторном газе образовывалась бы сажа, осаждающаяся на элементах конструкции с последующим нарушением работы двигателя. Такая опасность существует для ЖРД, работающего на двухкомпонентном кислородно-углеводородном топливе, когда (как в нашем случае) привод турбины осуществляется восстановительным генераторным газом. Изобретение устраняет указанную опасность.

Формула изобретения

Дросселируемый кислородно-углеводородный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием восстановительного газа, включающий магистрали жидких и газообразных рабочих тел, рассчитанную на проточное охлаждение углеводородным горючим камеру с форсуночной головкой и сверхзвуковым реактивным соплом, работающий на кислородно-углеводородном топливе при избытке горючего газогенератор, топливные насосы с приводом от газовой турбины, выхлопной патрубок которой подключён к форсуночной головке камеры, систему управления работой с регулятором тяги и дросселем регулирования соотношения топливных компонентов, установленными в магистралях кислородного окислителя, отличающийся тем, что в системе управления работой предусмотрено задействуемое на дроссельном режиме устройство создания дополнительной нагрузки для насоса углеводородного горючего, представляющее либо гидравлическое сопротивление, вводимое непосредственно в магистраль питания газогенератора горючим, либо перепускную магистраль с гидравлическим сопротивлением.

РИСУНКИРисунок 1