Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для доставки космических аппаратов на различные высокоэнергетические орбиты и отлетные от Земли траектории. В двух вариантах безнасосного криогенного жидкостного ракетного двигателя, в составе которых содержатся камера двигателя с камерой сгорания и рубашкой охлаждения, баки с жидкими горючим и окислителем, системы подачи топлива, для подачи каждого компонента топлива из бака в камеру двигателя используют пару параллельно подключенных промежуточных баллонов с запорными устройствами на входе и выходе, внутри промежуточных баллонов имеется мерная емкость с расширительным соплом и теплообменником, а полости промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса газообразных остатков. В первом варианте двигателя выходы промежуточных баллонов горючего соединены через регулятор давления с входом в рубашку охлаждения камеры двигателя, а выходы промежуточных баллонов окислителя соединены через регулятор давления с входом в камеру сгорания двигателя, кроме этого входы теплообменников промежуточных баллонов через запорные устройства подсоединены к выходу рубашки охлаждения камеры двигателя, а выходы теплообменников соединены с входом горючего в камеру сгорания двигателя. Во втором варианте рубашка охлаждения камеры двигателя разделена на секцию охлаждения горючим и секцию охлаждения окислителем, при этом выходы промежуточных баллонов горючего и окислителя соединены через регуляторы давления с входами секций рубашки охлаждения камеры двигателя горючим и окислителем соответственно, кроме этого входы теплообменников промежуточных баллонов горючего и окислителя через запорные устройства присоединены к выходам соответствующих секций охлаждения камеры двигателя, а выходы теплообменников промежуточных баллонов горючего и окислителя соединены с соответствующими входами этих компонентов в камеру сгорания двигателя. Изобретение обеспечивает создание надежного и экологически чистого криогенного ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива, обладающего повышенной эффективностью и расширенной областью применения и имеющего пониженные габариты и массу при более высокой надежности запуска в условиях невесомости, повышенные равномерность и экономичность расхода топлива, упрощенные режимы работы, пониженную стоимость разработки и изготовления двигателя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть применено в двигательных (ДУ) и энергетических (ЭУ) установках перспективных средств межорбитальной транспортировки (СМТ) - верхних ступеней ракет-носителей (ВС), апогейных ступеней (АС), разгонных блоков (РБ) и межорбитальных буксиров (МБ), предназначенных для доставки космических аппаратов (КА) на различные эллиптические и круговые орбиты, а также на отлетные траектории (к Луне, Марсу и т.д.).

В настоящее время доминирующее положение в ДУ СМТ занимают жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, основными недостатками которой являются высоконапряженные параметры работы, относительная сложность конструкции и пониженная надежность, приводящие к большим затратам времени и средств при отработке ЖРД для достижения требуемой надежности. В связи с этим, а также благодаря прогрессу в создании легких и высокопрочных композиционных материалов, актуальным становится возвращение к разработке и использованию маршевых ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива (ВСПТ), имеющей такие преимущества, как простота, надежность, низкая стоимость разработки и изготовления, быстрое приведение системы в рабочее состояние. Традиционным типом ВСПТ является система с вытеснением жидких компонентов топлива из баков на вход в ЖРД газообразным рабочим телом наддува (например, гелием).

Однако для двигателей СМТ на криогенных, экологически чистых топливах, имеющих, как правило, пониженную плотность (например, топливо Н₂+O₂), использование традиционной ВСПТ, вместо турбонасосной системы, приводит к значительному снижению массы доставляемого КА и повышению удельной стоимости его доставки вследствие:

- использования крупногабаритных топливных баков с высоким внутрибаковым давлением (p_б>4 МПа);

- большой потребной массы газов наддува баков, являющейся пассивной массой;

- пониженных характеристик ЖРД из-за низкого оптимального давления в камере сгорания p_{к opt} (в частности, для двигателей РБ на топливе Н₂+O₂ p_{к орt}≤2 МПа).

Из двигателей с ВСПТ нетрадиционного типа известны два варианта ЖРД многократного включения [1], имеющие повышенную (в сравнении с турбонасосными ЖРД) эффективность применения и взятые в качестве прототипа. Преимущества прототипа [1] перед ЖРД с ВСПТ традиционного типа определяются тем, что его крупногабаритные топливные баки имеют низкое внутрибаковое давление (p_б<0,2 МПа), а непосредственное питание двигателя осуществляется самовытеснением газифицируемых компонентов топлива из малоразмерных промежуточных баллонов окислителя (ПБО) и горючего (ПБГ). Газификация горючего и окислителя в ПБО и ПБГ осуществляется за счет тепла, снимаемого с рубашки охлаждения камеры двигателя. В сравнении с ВСПТ традиционного типа такая система подачи позволяет:

- многократно (в 3…6 раз) снизить массу топливных баков и, примерно на порядок, массу системы их наддува (включая массу газов наддува и массу баллонов их хранения);

- значительно поднять давление в камере сгорания (КС) двигателя, увеличить степень расширения его сопла и удельный импульс тяги при прочих равных условиях;

- обеспечить более высокую полноту сгорания топлива, упрощенное регулирование режимов работы двигателя и снижение массы невырабатываемых топливных остатков благодаря полной газификации компонентов топлива перед их подачей на вход двигателя.

При этом прототип [1] имеет и ряд недостатков. Относительно небольшие объемы и массы высоконапорных средств подачи топлива (ПБО и ПБГ) достигаются за счет малой тяги (Р≤1 кН) и коротких включений двигателя (τ_вкл≤15 мин). Это, в свою очередь, предполагает использование многовитковых, длительных схем межорбитальных перелетов с большой кратностью включений маршевого двигателя (до n=100 и более).

Ресиверы окислителя и горючего в прототипе [1] имеют относительно небольшие объемы и массу только в случае их использования на участке запуска и выхода ЖРД на установившийся режим (т.е. на участке прогрева его рубашки охлаждения длительностью τ_вых≤10 с). При необходимости обеспечения длительной и непрерывной работы ЖРД (за счет поочередных включений и «перезарядок» ресивера и промежуточного баллона в линиях подачи каждого из компонентов) длительность включений ресиверов, их требуемые объемы и масса должны быть увеличены на порядок, а при одновременном увеличении и тяги двигателя - на два порядка. При этом для длительной работы ЖРД потребуется четкая синхронизация процессов опорожнения ПБО и ПБГ и их «зарядки» с соответствующим усложнением системы подачи. Дополнительной проблемой является и существенная переменность давления и температуры компонентов топлива, поступающих на вход ЖРД из нерегулируемых ресиверов в процессе их опорожнения.

Таким образом, областью эффективного применения прототипа являются межорбитальные перелеты, выполняемые с помощью СМТ (АС, РБ и МБ) по многовитковым схемам, где допустимо использование маршевых ЖРД с ограниченной тягой (Р≤1 кН) и ограниченными импульсами тяги во включениях (I≤10⁶ Н·с).

Цель настоящего изобретения состоит в создании надежного и экологически чистого криогенного ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива, обладающего повышенной эффективностью и расширенной областью применения и имеющего:

- пониженные габариты и массу двигателя в целом;

- повышенную равномерность подачи топлива и упрощенные режимы работы;

- повышенную надежность запуска двигателя в условиях невесомости;

- повышенную экономичность двигателя в расходе топлива;

- пониженную стоимость разработки и изготовления двигателя.

Поставленная цель достигается в двух вариантах двигателя.

В первом варианте, в безнасосном криогенном ЖРД, содержащем линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления и камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, рубашку охлаждения камеры двигателя, теплообменники промежуточных баллонов окислителя и горючего с запорными устройствами на входе и камеру сгорания, параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа.

Отличительными признаками от варианта №1 прототипа [1] является то, что параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключают баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа. Эти отличия позволяют:

- использовать дублирующий промежуточный баллон в линиях подачи каждого из компонентов во время «перезарядки» основного промежуточного баллона новой порцией жидкого компонента (и наоборот) без останова двигателя;

- изъять из состава ЖРД ресиверы окислителя и горючего (поскольку их функции поочередно выполняют основной и дублирующий промежуточные баллоны);

- более эффективно использовать газообразные остатки из промежуточных баллонов перед их «перезарядкой» новой порцией жидкого компонента.

Поочередное использование в линиях подачи каждого из компонентов двух промежуточных баллонов (вместо одного у прототипа [1]) предоставляет возможности:

1) увеличения, примерно на порядок, тяги двигателя (либо такого же сокращения емкости промежуточных баллонов при неизменной тяге);

2) реализации непрерывного и сколь угодно длительного установившегося режима работы маршевого ЖРД (независимо от емкости промежуточных баллонов).

Эти возможности расширяют область применения предлагаемого двигателя (например, за счет использования в ВС и в многократно более грузоподъемных СМТ, где требуется более высокий уровень тяги), а также повышают эффективность выполнения задач, характерных для прототипа [1]. Например, использование в РБ этого двигателя такой же тяги, что и у прототипа, но имеющего промежуточные баллоны с меньшими габаритами и массой, позволит увеличить массу КА, выводимого на геостационарную орбиту (ГСО), и при этом сократить в ~3 раза длительность его выведения, благодаря возможности длительного включения двигателя (τ_вкл=2…3 часа) для осуществления разового перехода с геопереходной орбиты (ГПО) на ГСО. (Для сравнения - в варианте прототипа с многократными включениями длительностью τ_вкл=10…15 мин переход «ГПО→ГСО» должен выполняться по многовитковой и многосуточной схеме).

При этом введение баллонов-дублеров и удаление из состава ЖРД ресиверов окислителя и горючего позволяет получить ряд сопутствующих эффектов.

1. Снижение габаритов и массы двигателя обеспечивается тем, что объемы промежуточных баллонов, «заряжаемых» жидкими окислителем и горючим, могут быть приняты значительно меньшими (как минимум, на порядок) в сравнении с ресиверами прототипа [1], заряжаемьми газообразными компонентами от промежуточных баллонов.

2. Повышение равномерности подачи топлива и упрощение режимов работы ЖРД достигаются использованием в его системе подачи топлива однотипных устройств - промежуточных баллонов, снабженных элементами, регулирующими как интенсивность газификации и нагрев компонентов топлива (путем открытия или закрытия запорных устройств на входах встроенных теплообменников), так и давление подаваемых компонентов (с помощью регулятора давления на выходе промежуточных баллонов).

В системе подачи топлива прототипа [1] используются разные типы устройств (промежуточные баллоны и ресиверы) с различными давлением и температурой подаваемых компонентов, причем у нерегулируемых ресиверов параметры компонентов топлива на выходе во время работы будут непрерывно меняться, а работа системы подачи компонентов топлива усложнена необходимостью синхронизации процессов опорожнения ПБО и ПБГ, а также их «перезарядки».

3. Понижение стоимости разработки и изготовления двигателя обеспечивается за счет отмеченных выше факторов (упрощения состава, снижения габаритов и массы, а также упрощения режимов работы двигателя). Как фактор снижения стоимости изготовления двигателя можно отметить также двукратное (в сравнении с прототипом [1]) повышение серийности производства ПБО и ПБГ.

4. Повышение надежности запуска двигателя в условиях невесомости реализуется за счет многократно увеличенного располагаемого запаса газообразных компонентов топлива в промежуточных баллонах (в сравнении с ресиверами в прототипе [1]).

5. Повышение экономичности ЖРД в расходе топлива достигается максимально полезным расходом газообразных остатков компонентов из промежуточных баллонов (перед их «перезарядкой»), осуществляемым через устройство эффективного сброса остатков газа. Наиболее эффективным вариантом этого устройства являются осевые ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), тяга которых совпадает по направлению с продольной осью ступени. Кроме того, в качестве данного устройства могут рассматриваться:

- двигатели системы ориентации и стабилизации ступени;

- осевые газовые сопла;

- бортовой электрохимический генератор (ЭХГ) системы электроснабжения СМТ и прочие бортовые потребители.

Во втором варианте двигателя его рубашка охлаждения разделена (как и у варианта №2 прототипа [1]) на секцию охлаждения горючим и секцию охлаждения окислителем. Здесь безнасосный криогенный ЖРД содержит линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашки охлаждения камеры двигателя окислителем, теплообменник промежуточного баллона подачи окислителя с запорным устройством на входе, камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашку охлаждения камеры двигателя горючим, теплообменник промежуточного баллона горючего с запорным устройством на входе и камеру сгорания двигателя. В этом варианте двигателя отличительным признаком от варианта №2 прототипа [1], также как и в описанном выше первом варианте, является то, что параллельно промежуточным баллонам горючего и окислителя подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, а полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа.

В отличие от первого варианта, здесь теплообменники ПБО и его баллона-дублера используют в качестве теплоносителя окислитель (а не горючее, как в первом варианте) со своим отдельным источником тепла - секцией рубашки охлаждения камеры двигателя окислителем. Это делает полностью независимыми контуры подачи окислителя и горючего, минимизируя возможность их контакта внутри двигателя, что обеспечит его более высокую надежность и повышенную безопасность эксплуатации.

Предлагаемые технические решения иллюстрируются чертежами, приведенными на Фиг.1÷Фиг.3. На Фиг.1 изображена схема первого варианта безнасосного криогенного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД №1), а на Фиг.2 - схема его второго варианта (ЖРД №2). На фиг.3 изображена схема промежуточного баллона, принятая единой как для окислителя и горючего, так и для вариантов ЖРД №1 и ЖРД №2.

В обоих вариантах (Фиг.1 и 2) безнасосный криогенный ЖРД содержит систему подачи окислителя с баком жидкого окислителя 1, промежуточными баллонами окислителя 2 и 3, регулятором давления 4, запорными устройствами (ЗУ) и трубопроводами, систему подачи горючего с баком жидкого горючего 5, промежуточными баллонами горючего 6 и 7, регулятором давления 8, запорными устройствами и трубопроводами, устройство эффективного сброса остатков газа 9 и камеру двигателя 10 с камерой сгорания 11. В первом варианте (Фиг.1) ЖРД имеет единую рубашку охлаждения 12, а во втором варианте (Фиг.2) - рубашку с раздельными секциями охлаждения окислителем 13 и горючим 14.

На схеме промежуточного баллона (Фиг.3) показаны бак с жидким окислителем 1 (или с жидким горючим 5), снабженный заборным устройством 15, промежуточный баллон 2 (или 3, 6, 7) с запорными устройствами 16, 17, 18, 19 и с расположенной в полости баллона 20 мерной емкостью 21, имеющей теплообменник 22 с выходным патрубком 23 и расширительное сопло 24 (дан вариант щелевого кольцеобразного сопла).

В обоих вариантах ЖРД (Фиг.1 и 2) все ПБО (2 и 3) и ПБГ (6 и 7) действуют одинаковым образом. Рассмотрим их работу на примере баллонов окислителя.

В исходном положении камера двигателя (КД) 10 (см. Фиг.1 и 2) работает на газифицированном окислителе из ПБО 3. При этом баллон-дублер 2 (Фиг.3) вакуумирован, его ЗУ 16, 17, 18 и 19 закрыты, а жидкий окислитель в баке 1 находится в осажденном положении (у заборного устройства 15 на нижнем днище бака) за счет действия осевой перегрузки от тяги работающего ЖРД.

При открытии ЗУ 16, под действием внутреннего давления в баке 1 жидкий окислитель вытесняется в мерную емкость 21. После ее заполнения ЗУ 16 запирается и открывается ЗУ 18, в результате чего на вход теплообменника 22 подается теплоноситель, нагретый в рубашке охлаждения (горючее из рубашки охлаждения 12 в варианте ЖРД №1 на Фиг.1 или окислитель из секции 13 рубашки охлаждения в варианте ЖРД №2 на Фиг.2). Под действием подводимого тепла окислитель в емкости 21 (на Фиг.3) испаряется, затем, пройдя через расширительное сопло 24, полностью газифицируется и заполняет полость 20, вызывая рост давления в ней. При достижении определенного давления, сигнализирующего о готовности баллона 2 к работе, ЗУ 18 закрывается, прекращая подачу теплоносителя на вход теплообменника 22. Далее, по факту опорожнения ПБО 3 (на Фиг.1 и 2) и закрытия ЗУ на его выходе, определяемому моментом падения давления в ПБО 3 ниже рабочего уровня, выходное ЗУ 17 (на Фиг.3) у баллона-дублера 2 открывается и газообразный окислитель начинает поступать через регулятор давления 4 (на Фиг.1 и 2) либо в КС 11 в варианте ЖРД №1 (на Фиг.1), либо в секцию 13 рубашки охлаждения КД в варианте ЖРД №2 (на Фиг.2). При этом ЗУ 18 на входе теплообменника баллона-дублера 2 (на Фиг.3) открывается и теплоноситель поступает в теплообменник 22 для поддержания процесса газификации окислителя и выхода баллона-дублера 2 на установившийся режим питания КД окислителем.

Далее, с выходом баллона-дублера 2 на установившийся режим работы открывается ЗУ 19 опорожненного ПБО 3 и из его полости 20 производится «сброс» остатков газообразного окислителя через устройство 9 на Фиг.1 и 2 (например, через осевые ЖРДМТ). После вакуумирования полости 20 (на Фиг.3) ПБО 3 и закрытия ЗУ 19 полуцикл работы системы подачи окислителя завершен - система приведена к выше описанному исходному состоянию, когда ПБО 3 и баллон-дублер 2 поменялись ролями и ПБО 3 подготовлен к «зарядке» новой порцией жидкого окислителя.

Аналогичные и параллельно идущие процессы имеют место с ПБГ 6 и его баллоном-дублером 7 в линии подачи горючего.

В линиях подачи окислителя и горючего, в любой момент времени полета СМТ, в одном из пары промежуточных баллонов внутреннее давление газообразного компонента всегда будет не ниже рабочего давления подачи компонента на вход в двигатель и всегда будет выше давления подачи этого компонента в другие текущие бортовые потребители - двигатели системы ориентации и стабилизации СМТ, топливные элементы бортового ЭХГ системы электроснабжения (если такой имеется) и пр. Таким образом, предлагаемый безнасосный криогенный ЖРД может выполнять не только собственные функции (как движителя), но и функции систем подачи основных компонентов топлива в бортовую энергоустановку, в ДУ ориентации и стабилизации СМТ и пр. Это дает дополнительный эффект, позволяя упростить состав СМТ, снизить массу его конструкции и, соответственно, увеличить массу выводимого полезного груза.

Предлагаемый ЖРД реализует такие же эффективные многовитковые схемы межорбитальных перелетов с минимальными энергозатратами (с включениями двигателя в апсидальных точках промежуточных орбит), что и прототип [1]. Однако необходимая кратность включения ЖРД, число промежуточных орбитальных витков и, соответственно, продолжительность межорбитального перелета здесь могут быть многократно уменьшены как за счет повышения (на порядок) тяги двигателя, так и за счет возможности сколь угодно увеличенной длительности его непрерывной работы.

Оба варианта предлагаемого безнасосного криогенного ЖРД имеют, как минимум, те же, что и у прототипа [1], описанные выше преимущества перед двигателями с ВСПТ традиционного типа. В сравнении же с наилучшими образцами турбонасосных ЖРД оба варианта предлагаемого безнасосного криогенного ЖРД обладают всеми достоинствами двигателей с ВСПТ (простота, надежность, низкая стоимость разработки и изготовления, быстрое приведение системы в рабочее состояние) и имеют при этом преимущество в эффективности применения в составе СМТ как по энергетическим, так и технико-экономическим показателям.

Использованная литература

1. Заявка на патент РФ №2011101528 «Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты)» с приоритетом от 18.01.2011 г.

1. Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель, содержащий линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, и камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, рубашку охлаждения камеры двигателя, теплообменники промежуточных баллонов горючего и окислителя с запорными устройствами на входе и камеру сгорания двигателя, отличающийся тем, что параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого, полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса газообразных остатков.

2. Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель, содержащий линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашки охлаждения камеры двигателя окислителем, теплообменник промежуточного баллона окислителя с запорным устройством на входе и камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашки охлаждения камеры двигателя горючим, теплообменник промежуточного баллона горючего с запорным устройством на входе, и камеру сгорания двигателя, отличающийся тем, что параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого, полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса газообразных остатков.