Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Владельцы патента RU 2575238:
Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги и снижение массы ЖРД. 3 ил.
Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы.
Одним из главных требований, предъявляемых к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД) является требование по обеспечению максимально возможного значения удельного импульса тяги (экономичности) при сочетании с максимально возможным значением средней плотности топлива. Двухкомпонентные комбинации топлив не удовлетворяют данным требованиям. Так, например, кислородно-углеводородное топливо имеет высокое значение плотности, но низкое значение экономичности, а кислородно-водородное топливо - низкое значение плотности и высокое значение экономичности.
При совместном горении в камере ЖРД трехкомпонентных композиций, например кислород-керосин-водород или кислород-метан (сжиженный природный газ)-водород, можно получить более оптимальное сочетания плотности топлива и экономичности, что позволяет уменьшить стартовую массу ракеты-носителя (РН) на ~10% или увеличить массу полезного груза (ПГ) на ~5%. Применение трехкомпонентных двигателей по сравнению с двухкомпонентными (кислородно-углеводородными и кислородно-водородными в составе одной РН) позволяют уменьшить массу конструкции РН и стоимость двигательной установки.
Также важным преимуществом трехкомпонентных двигателей является возможность изменения по траектории полета процентного содержания в топливе горючих, что дополнительно улучшает массовые характеристики РН, делая возможность перехода к одноступенчатым летательным аппаратам, в том числе многоразового применения.
Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (см. патент РФ №2065068, кл. F02K 9/46), содержащий камеру, агрегаты подачи окислителя горючего, агрегаты управления и регулирования с магистралями, трехкомпонентный газогенератор.
Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты подачи трех компонентов, агрегаты управления и регулирования с магистралями, имеющий трехкомпонентный газогенератор, соединенный через пускоотсечной клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим, к которой через пускоотсечной клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа, причем на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры, а вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину насоса второго горючего (см. патент РФ №2065985 МПК F02K 9/46 от 27.08.1996 г. - прототип).
Недостатком ЖРД, принятого за прототип, является то, что на одном валу установлены насосы первого и второго горючих. При близких значениях плотности это решение является правильным. Однако при использовании горючих с существенно разными значениями плотности (водород в 6 и 12 раз имеет меньшую плотность, чем метан и керосин соответственно) это приводит к низким значениям коэффициентов полезного действия и увеличенным значениям массы системы подачи. Так, например, для кислородно-керосиновых и кислородно-метановых систем подачи значения оборотов ротора составляют 20000-40000 об/мин, а для подачи водорода 60000-125000 об/мин.
Вторым недостатком ЖРД, принятого за прототип, является то, что его конструкция обеспечивает работу как на трехкомпонентном режиме (например, кислород-керосин-водород), так и на двухкомпонентном режиме (кислород-водород). На обоих режимах камеры охлаждаются водородом. Это приводит к снижению удельных энерго-массовых характеристик. Так, например, применение водорода вместо метана приводит к увеличению гидросопротивления тракта охлаждения камеры в ~2 раза (~120 ктс/см2 вместо ~60 ктс/см2), повышению температуры генераторного газа на 8-12% (~900 К вместо ~800 К), увеличению мощности водородного насоса на 10÷15%.
Третьей особенностью ЖРД, принятого за прототип, является то, что применение трехкомпонентного газогенератора не обеспечивает оптимальные характеристики генераторного газа (газовая постоянная R, температура Тгг и разброс температуры ΔT). Это связано с тем, что процессы распыла, испарения и горения водорода и, например, керосина с кислородом разные. Более существенное отличие этих процессов происходит в периферийной зоне, где сказывается влияние стенки (разные коэффициенты вязкости).
Задачей предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков прототипа, а именно, в конечном итоге, повышение удельного импульса тяги (экономичности) и снижение массы ЖРД.
Поставленная задача решается тем, что в известном трехкомпонентном ЖРД, содержащем камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.
Сущность предлагаемого ЖРД иллюстрируется принципиальными схемами, приведенными на фиг. 1, фиг. 2 и фиг. 3 следующими обозначениями:
1, 2, 3 - магистрали подвода компонентов топлива в насосы;
4, 5, 6 - насосы;
7, 8, 9, 10 - магистрали отвода компонентов из насосов;
11 - камера;
12 - газогенератор;
13 - магистраль подвода горючего в смеситель или в газогенератор;
14 - смеситель;
15, 16 - турбины;
17 - агрегат регулирования.
Предлагаемый двигатель (фиг. 1, фиг. 2 и фиг. 3) состоит из магистралей подвода компонентов топлива 1, 2 и 3, насосов 4, 5 и 6, магистралей отвода компонентов топлива из насосов 7, 8, 9 и 10, камеры 11, газогенератора 12, магистрали подвода горючего в смеситель или в газогенератор 13, смесителя 14, турбин 15 и 16, агрегата регулирования 17.
Двигатель работает следующим образом.
Компоненты топлива поступают из баков ракеты-носителя (РН) по магистралям 1, 2 и 3 на вход насосов 4, 5 и 6. Из насосов компоненты топлива по магистралям 7, 8, 9 и 10 поступают на охлаждение и в смесительную головку камеры 11, в смесительную головку газогенератора 12 (фиг. 1, фиг. 3) или в смеситель 14 (фиг. 2) соответственно. По магистрали 13 горючее после охлаждения камеры поступает в смеситель 14 (фиг. 1, фиг. 3) или в смесительную головку газогенератора (фиг. 2). После смесителя газ подается на турбины 15 и 16. Для обеспечения регулирования двигателя по режиму установлен агрегат регулирования 17 на магистрали 9 (фиг. 1), или на магистрали 13 (фиг. 2), или на магистрали 10 (фиг. 3).
Установка насоса горючего с меньшей плотностью на отдельном валу позволяет в каждом турбонасосном агрегате получить максимально возможные КПД турбин и насосов за счет оптимальных оборотов роторов, а значит, высокие значения давлений за насосами и в камере сгорания, что увеличивает степень расширения продуктов сгорания в сопле и удельный импульс тяги двигателя.
Установка между газогенератором и турбинами смесителя позволяет обеспечить максимально эффективное взаимодействие окислителя с горючим, в газогенераторе, т.е. вступление в реакцию в полном количестве одного или другого (в зависимости от расходов), а затем при балластировке вторым горючим обеспечить высокие (по R) и стабильные (по Т) параметры газа, подаваемого на турбины. Это в свою очередь дополнительно увеличивает мощность турбин, а значит давления за насосами, в камере сгорания, и, соответственно, удельный импульс тяги.
Агрегат регулирования как исполнительный орган позволяет иметь простую систему регулирования, которая изменением температуры газа в газогенераторе меняет режим работы двигателя по тяге.
Изменение температуры газа в газогенераторе обеспечивается изменением агрегатом регулирования расхода кислорода (фиг. 1), или расхода высокоплотного горючего (фиг. 2), или расхода низкоплотного горючего (фиг. 3) в смесительную головку газогенератора.
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, отличающийся тем, что насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.
