Способ работы жидкостного ракетного двигателя с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива

 

Способ работы жидкостного ракетного двигателя с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива включает использование теплоты продуктов сгорания топлива для превращения рабочего тела из жидкого вещества в пар со сверхкритическими температурой и давлением. После совершения работы пар вновь обращают в жидкость, используя при охлаждении отработавшего пара в теплообменнике-конденсаторе хладоресурс ракетного топлива, возвращая при этом конденсат в соответствующий насос. Часть жидкого рабочего тела по выходе из насоса вводят в отработавший пар, осуществляя его частичную конденсацию с образованием влажного пара на входе в рабочий тракт теплообменника-конденсатора. Изобретение позволит улучшить массогабаритные показатели теплообменника-конденсатора. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей топлива, состоящего из раздельно хранимых окислителя и горючего, по крайней мере один из этих топливных компонентов (обычно кислородный окислитель) является криогенным.

Известен способ работы ЖРД с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива, включающий использование теплоты продуктов сгорания топлива для превращения рабочего тела из исходного жидкого вещества в пар со сверхкритическими температурой и давлением, который после совершения работы вновь обращают в жидкость, используя хладоресурс ракетного топлива при охлаждении отработавшего пара в теплообменнике-конденсаторе, причем конденсат возвращают в соответствующий насос (см. пат. RU 2155273 С1, 18.08.1999 - прототип изобретения).

Первым необходимым условием функционирования ЖРД с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива является обеспечение энергобаланса этой системы, то есть равенства между располагаемой мощностью турбины и суммарной мощностью насосов. Для получения высоких значений удельного импульса тяги ЖРД (Iу) необходимо создать высокое давление в камере (рк). В этом случае для обеспечения энергобаланса необходимо нагреть достаточную массу рабочего тела турбины (например, аммиака) до высокой температуры и сработать полученный пар (точнее - газ) при высоком перепаде давлений. В конце рабочего цикла системы подачи необходимо отдать остаточную теплоту отработавшего пара поступающему в ЖРД холодному топливу, чтобы охладить пар до полного его обращения в конденсат.

Обычно основной хладоресурс топлива сосредоточен в криогенном кислородном окислителе, имеющем на выходе из насоса температуру 100К. В конечном счете критическим фактором для технической реализации рассматриваемого способа работы ЖРД оказывается теплообменник-конденсатор.

В общем случае этот агрегат содержит три рабочих участка: участок охлаждения отработавшего (например, аммиачного) пара до температуры насыщения, участок влажного пара (собственно конденсации) и участок охлаждения конденсата для обеспечения бескавитационной работы насоса. При высоком значении рк осуществление рабочего процесса в теплообменнике-конденсаторе требует весьма развитой поверхности этого агрегата, и его масса получается чрезмерно большой, что препятствует реализации способа-прототипа.

Изобретение решает техническую задачу улучшения массогабаритных показателей теплообменника-конденсатора.

Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы ЖРД с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива, включающем использование теплоты продуктов сгорания топлива для превращения рабочего тела из исходного жидкого вещества в пар со сверхкритическими температурой и давлением, который после совершения работы вновь обращают в жидкость, используя хладоресурс ракетного топлива при охлаждении отработавшего пара в теплообменнике-конденсаторе, причем конденсат возвращают в соответствующий насос, согласно изобретению часть жидкого рабочего тела по выходе из насоса вводят в отработавший пар, осуществляя частичную его конденсацию с образованием влажного пара на входе в рабочий тракт теплбобменника-конденсатора.

В частных случаях осуществления изобретения:

- вводимую в отработавший пар жидкость предварительно охлаждают путем теплообмена с горючим ракетного топлива, для чего могут использовать часть расходуемой через двигатель массы горючего;

- вводимую в отработавший пар жидкость предварительно охлаждают путем теплообмена с окислителем ракетного топлива, для чего могут использовать часть расходуемой через двигатель массы окислителя.

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

Изобретение поясняется при помощи фиг.1 и 2, где представлены функциональные схемы для ЖРД, работающего по предложенному способу.

Согласно фиг.1, ЖРД содержит создающую тяговое усилие камеру 1 с форсуночной головкой 1а, камерой сгорания 1b и сверхзвуковым реактивным соплом 1с; корпус камеры образован двумя соосными оболочками (внешней и внутренней), формирующими тракт 1d для протока охладителя. Для подачи топлива в двигателе предусмотрен турбонасосный агрегат (ТНА), который содержит насос криогенного окислителя (обычно сжиженного кислорода) 2, насос горючего (например, керосина) 3, насос 4 для подачи сконденсированного рабочего тела турбины (например, аммиака) и паровую турбину 5. Посредством высоконапорной магистрали 6 с размещенным в ней теплообменником 7 насос 3 соединен с форсуночной головкой 1a. Она же сообщена с насосом 2 посредством высоконапорной магистрали 8 с размещенным в ней теплообменником-конденсатором 9. Он предназначен для охлаждения с конденсацией отработавшего пара турбины, который поступает по магистрали 10; полученный конденсат возвращается по трубопроводу 11 в насос 4.

В магистрали 10 между турбиной и теплообменником-конденсатором размещено смесительное устройство 12, предназначенное для ввода в отработавший пар поступающей по трубопроводу 13 после предварительного охлаждения в теплообменнике 7 массы конденсата, отбираемой из магистрали 14, которая сообщает выход насоса 4 с входом охлаждающего тракта 1d камеры. Выход его сообщен трубопроводом 15 с входом турбины 5. Насос 4 вместе с турбиной 5, теплообменником-конденсатором 9, смесительным устройством 12, охлаждающим трактом 1d и соединительными расходными магистралями образуют замкнутый контур для циркуляции рабочего тела, претерпевающего фазовые превращения. К указанному контуру подсоединен циркуляционный контур (4-7-13-12-9-11-4).

Описанный ЖРД работает следующим образом.

Поступающий в двигатель окислитель ракетного топлива (например, жидкий кислород) подают насосом 2 по магистрали 8 в форсуночную головку 1a камеры. По пути окислитель нагревается в теплообменнике-конденсаторе 9 (от более горячего продукта из магистрали 10). Поступающее в ЖРД горючее ракетного топлива (например, керосин) подают насосом 3 по магистрали 6 в форсуночную головку 1а камеры. По пути горючее нагревается в теплообменнике 7 (от более горячего продукта из магистрали 14). В камере сгорания 1b топливные компоненты сгорают, и образовавшийся высокотемпературный газ поступает в реактивное сопло 1с, создавая тягу камеры 1 (и ЖРД в целом). Циркулирующее в замкнутом контуре рабочее тело (например, аммиак) для привода турбины 5 подают конденсатным насосом 4 по магистрали 14 в охлаждающий тракт 1d камеры. После его прохождения рабочее тело, обращенное в перегретый пар (газ) со сверхкритическими температурой и давлением, подают по трубопроводу 15 на турбину 5, приводящую насосы 2, 3, 4 через общий с ними вал (обычно состоит из двух частей, соединенных рессорой). Отработавший пар турбины подают по магистрали 10 последовательно в смеситель 12 и теплообменник-конденсатор 9. В первый из этих агрегатов подают также по трубопроводу 13 конденсат из магистрали 14, охлаждая его по пути в теплообменнике 7 более холодным горючим. Охлажденный конденсат смешивают в смесителе 12 с потоком отработавшего газа турбины, получая в итоге влажный пар, поступающий далее в рабочий тракт теплообменника-конденсатора 9. Сконденсированный продукт подают по трубопроводу 11 в насос 4, и рабочий цикл системы подачи повторяется.

На фиг.1 штрихами показан теплообменник 7а для охлаждения конденсата, подаваемого в смеситель 12, за счет использования хладоресурса окислителя (а не горючего, как в случае теплообменника 7).

На фиг.2 представлен вариант размещения в магистрали между турбиной 5 и насосом 4 не одного, а двух теплообменных устройств: теплообменника-охладителя 9а и теплообменника-конденсатора 9b. В первом агрегате осуществляют предварительное охлаждение (окислителем) отработавшего газа турбины, который затем разбавляют в смесителе 12а охлажденным конденсатом, поступающим из агрегата 7 по трубопроводу 13a. В агрегате 9b осуществляют конденсацию полученной парожидкостной смеси.

Сущность изобретения не исчерпывается приведенными на фиг.1 и 2 схемами, например:

- наличие теплообменников 7 и 7а не является обязательным;

- выходящий из тракта охлаждения 1d пар перед подачей на турбину 5 может подогреваться дополнительно газом, вырабатываемым при сгорании части топлива в специальном газогенераторе;

- количество рабочих колес в насосах и турбине может быть различным;

- использование в качестве рабочего тела турбины того же продукта, что и горючее ракетного топлива (например, сжиженные метан или природный газ), позволяет совместить функции (и конструкцию) насосов 3 и 4 в той или иной степени и т.д.

Технический результат от осуществления изобретения покажем на конкретном примере: для ЖРД на топливе "кислород - керосин" с тягой 1, 2 МН, функционирующего по схеме согласно фиг.1 без теплообменников 7 и 7а.

Исходные данные для расчета энергетического баланса ЖРД:

- давление в камере 15 МПа;

- расход окислителя через двигатель 260 кг/с;

- расход горючего через двигатель 100 кг/с;

- рабочее тело турбины - аммиачный пар (газ) со сверхкритическими температурой и давлением.

Результаты расчета:

- расход пара через турбину 36 кг/с;

- температура пара на входе/выходе турбины 300/60°С;

- давление пара на входе/выходе турбины 17/0,8 МПа;

- расход конденсата через насос 41 кг/с;

- температура аммиака на входе/выходе конденсатного насоса 0/12°С;

- давление аммиака на входе/выходе конденсатного насоса 0,6/23 МПа;

- на выходе смесителя 12 пар имеет давление 0,9 МПа и температуру 21°С при степени сухости 0,96;

- рабочая поверхность теплообменника-конденсатора 60 м2;

- масса дюралевой конструкции теплообменника-конденсатора 170 кг.

Таким образом, на конкретном примере показано, что изобретение позволяет осуществить ЖРД с высоким значением рк (чему соответствуют высокие показатели Iу) при приемлемых размерах и массе теплообменника-конденсатора. Этот технический результат получен благодаря тому, что на вход в рабочий тракт теплообменника-конденсатора подают не перегретый отработавший пар непосредственно с выхода турбины, а влажный пар (со степенью сухости 0,96), то есть парожидкостную смесь, в которой присутствуют центры конденсации, способствующие осуществлению процесса конденсации.

Формула изобретения

1. Способ работы жидкостного ракетного двигателя с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива, включающий использование теплоты продуктов сгорания топлива для превращения рабочего тела из исходного жидкого вещества в пар со сверхкритическими температурой и давлением, который после совершения работы вновь обращают в жидкость, используя хладоресурс ракетного топлива при охлаждении отработавшего пара в теплообменнике-конденсаторе, причем конденсат возвращают в соответствующий насос, отличающийся тем, что часть жидкого рабочего тела по выходе из насоса вводят в отработавший пар, осуществляя его частичную конденсацию с образованием влажного пара на входе в рабочий тракт теплообменника-конденсатора.

2. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что вводимую в отработавший пар жидкость предварительно охлаждают путем теплообмена с горючим ракетного топлива.

3. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что вводимую в отработавший пар жидкость предварительно охлаждают путем теплообмена с окислителем ракетного топлива.

4. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п.2, отличающийся тем, что для охлаждения жидкости используют часть расходуемой через двигатель массы горючего.

5. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п.3, отличающийся тем, что для охлаждения жидкости используют часть расходуемой через двигатель массы окислителя.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к системам питания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может найти применение в ракетостроении, насосостроении и энергетике

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей двухкомпонентного топлива, включающего сжиженный кислород (окислитель) и сжиженное метановое горючее (в том числе природный газ, состоящий в основном из метана)

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для охлаждения камер сгорания ракетных двигателей

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа, а более конкретно к двигателям с окислительным двухкомпонентным газогенератором, с дополнительным насосом в линии питания горючим газогенератора

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей топлива, состоящего из раздельно хранимых окислителя и горючего; по крайней мере, один из этих топливных компонентов (кислородный окислитель) является криогенным

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

Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, использующим гелий в качестве охладителя корпуса камеры двигателя

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к криогенному двигательному модулю малой тяги для использования в классической или возвращаемой ракете-носителе

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигательным установкам (ЖРДУ) с турбонасосными агрегатами (ТНА)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД)

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем
Наверх