Жидкостный ракетный двигатель с беспоршневым пневмонасосным агрегатом
Владельцы патента RU 2638705:
Общество с ограниченной ответственностью "ЛИН Индастриал" (RU)
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) включает камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, при этом каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания. Изобретение обеспечивает уменьшение массы ЖРД и повышение его эффективности, а также упрощение конструкции ЖРД. 1 ил.
Область техники
Решение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок.
Уровень техники
В ракетной технике топливо в ЖРД (жидкостный ракетный двигатель) подается в камеру сгорания обычно одним из двух способов.
1. С помощью турбонасосного агрегата (ТНА). ТНА качает топливо из баков в камеру, при этом обеспечивает повышенное давление компонентов топлива в камере по сравнению с давлением в баках. ТНА позволяет сделать стенки баков тоньше и легче. По этим причинам двигатель с ТНА имеет высокую эффективность по сравнению другими видами подачи топлива. Но в то же время ТНА усложняет систему и снижает ее надежность. Производство ЖРД с ТНА требует больших трудозатрат, что существенно увеличивает себестоимость. Стоит отметить, что ТНА - устройство инерционного действия, в которой вращающееся колесо придает кинетическую энергию жидкости, которая затем выходной улиткой преобразуется в потенциальную энергию (статическое давление).
2. Вытеснением. В таком случае на борту ракеты имеется баллон повышенного давления, газ из которого вытесняет компоненты топлива из баков в камеру. В таком случае давление в камере ниже давления в баках, а давление в баках ниже давления в баллоне с вытесняющим газом (баллон наддува). Чтобы выдерживать высокое давление, стенки баллона наддува и баков с топливом должны быть достаточно толстыми, что одновременно существенно увеличивает вес баллона и ракеты в целом. Высокий вес баллонов ограничивает максимальное давление в системе. Обычно в ЖРД с ТНА давление всегда выше. Преимуществом ЖРД с вытеснительной подачей топлива является высокая надежность и сравнительно низкие трудозатраты при производстве.
В ракетной технике периодически пытаются применить альтернативные типы подачи топлива (например, электронасос, поршневой насос). Одна из таких альтернативных технологий - беспоршневой пневмонасосный агрегат (ПНА). Он совмещает достоинства ТНА (легкие баки, высокое давление в камере) с достоинствами вытеснительной системы (простота, надежность, дешевизна).
Беспоршневой ПНА состоит из двух (или большего числа) емкостей высокого давления, которые работают поочередно (Pistonless Pumps for Reliable, High Performance Propulsion Systems, http://www-rohan.sdsu.edu/~sharring/Pistonless_pump_for_CEV.pdf). В первом такте в первой емкости давление вытесняющего газа низкое, поэтому она наполняется компонентом топлива из большого бака, а во втором такте - в этой емкости давление вытесняющего газа высокое, и он вытесняет компонент топлива в двигатель. Вторая емкость работает в противофазе. Беспоршневой ПНА является машиной объемного действия (сродни обычному поршневому насосу), но в нем нет поршней и, вообще, движущихся элементов кроме клапанов.
Из уровня техники известен беспоршневой ПНА, созданный компанией Flometrics, раскрытый в заявке на патента США US 20090257888 А1, опубликованной 15 октября 2009 года. Во время испытания на стенде данный ПНА подавал топливо в ЖРД. Особенностью ПНА, описанного Flometrics, является использование для наддува жидкого/газообразного гелия или азота.
В качестве прототипа настоящего решения выбирается жидкостный ракетный двигатель, описанный в патенте РФ RU 2158838, опубликованном в 10.11.2000. В документе описан жидкостный ракетный двигатель, который включает две камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме ТНА, имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя. Изобретение позволяет улучшить использование пространства двигательного отсека ракеты, упростить процесс сборки двигателя, уменьшить осевой габарит двигателя и осевой габарит и массу ракетоносителя.
К недостаткам изобретения относится использование ТНА, что усложняет систему и снижает ее надежность. Производство ЖРД с ТНА требует больших трудозатрат, что существенно увеличивает себестоимость.
Техническая задача и технический результат
Технической задачей является уменьшение массы ЖРД и повышение его эффективности. Техническим результатом является также упрощение конструкции ЖРД.
Решение
Для решения поставленной задачи предлагается жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, отличающийся тем, что каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания. Все элементы ЖРД крепятся к раме и представляют собой связанную жестко конструкцию.
Описание чертежей
Сущность решения поясняется фиг. 1, на которой приведена принципиальная схема ЖРД с ПНА с дожиганием газов наддува. Введены следующие обозначения
1 - бак жидкого азота;
2 - вентиль;
3 - обратный клапан;
4 - бак гелия высокого давления;
5 - ПНА-1;
6, 7 - редукционные клапаны;
8 - ПНА-2;
9 - бак горючего;
10 - бак окислителя;
11 - газификатор жидкого метана;
12 - ПНА-Г;
13 - ПНА-О;
14 - газификатор жидкого кислорода;
15, 16 - демпферы;
17 - камера сгорания;
18, 19, 20, 21 - рулевые камеры сгорания.
Детальное описание решения
С одной стороны, ТНА являются сложными в разработке, доводке, изготовлении и использовании тепловыми машинами, часто работающими в экстремальных условиях (высокие температуры, чрезвычайно высокие давления (свыше 500 атмосфер в ТНА РД-170 и ему подобных), агрессивная среда (окислительный газ), предельные механические нагрузки (частота вращения свыше 100000 об/мин), вибрации и другие факторы ракетного полета). Стоимость ТНА составляет до стоимости ЖРД и также примерно отказов ЖРД приходятся на ТНА.
С другой стороны, использование вытеснительной подачи приводит к большой массе баков, содержащих топливо под давлением, превышающим давление в камере сгорания ЖРД, большой массе вытесняющего газа, который требует для размещения баллонов высокого давления, также имеющих большую массу, и уменьшает достижимый удельный импульс ЖРД, особенно для первых ступеней, работающих при наружном давлении, отличном от нуля.
Пневмонасосный агрегат позволит получить давление в камере ЖРД больше, чем при вытеснительной подаче, а массу баков - меньше, чем при вытеснительной подаче. Таким образом, по техническим характеристикам ПНА эффективнее вытеснительной подачи. При этом он останется менее эффективным технически, чем ТНА, однако дешевле, надежнее и быстрее в отработке, чем ТНА. Таким образом, ПНА заполняет важную нишу - он эффективнее вытеснительной системы, но дешевле, проще и надежнее ТНА.
Однако применение двух беспоршневых ПНА Flometrics (один для горючего, а другой для окислителя) для подачи горючего и окислителя в камеру ЖРД будет недостаточно эффективным для использования в космической ракете по двум причинам.
Во-первых, баки с жидким/газообразным гелием и/или азотом будут слишком велики.
Во-вторых, для увеличения эффективности системы логично использовать отработанный в ПНА гелий/азот в рулевых камерах сгорания ЖРД. В отличие от основной камеры сгорания ЖРД они не толкают ракету вверх, а управляют ее ориентацией. Если изменять ориентацию не нужно, то отработанные газы стравливаются одновременно через все четыре камеры. В некоторых ракетах рулевые камеры расположены не строго перпендикулярно продольной оси ракеты, а немного под углом, причем сопла направлены в ту же сторону, что и у основной. В таком случае одновременная работа всех четырех рулевых камер поможет разгону ракеты. Однако и гелий, и азот химически инертны, поэтому их горение в рулевых камерах невозможно, а следовательно, - эффективность мала.
Если же в качестве горючего используется жидкие водород или керосин, а в качестве окислителя - жидкий кислород (что перекрывает большинство используемых в ЖРД топливных пар), то можно существенно оптимизировать конструкцию. Для этого бак окислителя надо наддувать кислородом, а бак горючего - метаном.
Принципиальное устройство с беспоршневыми ПНА с дожиганием газов наддува показано на фиг. 1.
Устройство состоит из бака жидкого азота, газификатора жидкого метана, газификатора жидкого кислорода, бака высокого давления с гелием на 300 атм, четырех беспоршневых ПНА, а также соединительных трубок и ряда вспомогательных элементов.
Каждый ПНА (аналогичный описанному в документе US 20090257888 А1) имеет два входа и два выхода. По сути каждый ПНА работает как насос. На один вход подается рабочий газ высокого давления, на другой вход - жидкость низкого давления, в первый выход - отработанный газ низкого давления, а во второй выход - жидкость высокого давления.
Опишем работу агрегатов.
ПНА-1. На входы подается - гелий высокого давления, жидкий метан. Выходы - гелий низкого давления, жидкий метан.
Далее жидкий метан с ПНА-1 идет в газификатор, где превращается в газообразный метан высокого давления, который поступает на ПНА-Г. Гелий низкого давления идет на наддув бака с жидким метаном. Для того чтобы вся система стартовала, первоначально наддув бака жидкого метана осуществляется гелием высокого давления, для чего открывается вентиль 2. Как только ПНА-1 начинает работу, вентиль 2 закрывается, в результате чего гелий высокого давления перестает поступать в бак жидкого метана и продолжает идти только напрямую в ПНА-1, а бак жидкого метана продолжает заполняться гелием низкого давления, выходящим из ПНА-1.
ПНА-Г. На входы подается - газообразный метан высокого давления, жидкое горючее из бака горючего. Выходы - газообразный метан низкого давления, горючее под высоким давлением.
Далее газообразный метан идет на рулевые двигатели и на наддув бака горючего, а горючее - непосредственно в камеру ЖРД.
Далее рассмотрим наддув окислителя (жидкий кислород).
ПНА-2. На входы подается - гелий высокого давления из гелиевого бака высокого давления, окислитель из бака окислителя. Выходы - газообразный гелий низкого давления, жидкий окислитель.
Гелий низкого давления из ПНА-2 затем наддувает бак окислителя. Жидкий окислитель после ПНА-2 поступает в газификатор, где превращается в газообразный кислород высокого давления.
ПНА-О. На входы подается - газообразный кислород высокого давления, жидкий кислород из бака окислителя. Выходы - газообразный кислород низкого давления, жидкий кислород высокого давления.
Жидкий кислород далее поступает в камеру ЖРД. Газообразный кислород поступает в рулевые камеры, где дожигается вместе с метаном в рулевых камерах, осуществляющих поворот ракеты, или дожигается сразу во всех рулевых камерах, если ракета в данный момент не нуждается в повороте.
Дополнительные элементы конструкции - демпферы (призваны сглаживать скачки давления, вызываемые циклической работой ПНА) и редукционные клапаны (поддерживают нужное давление в баках горючего и окислителя).
Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, отличающийся тем, что каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания.
