Жидкостная ракетная двигательная установка
Жидкостная ракетная двигательная установка может быть использована в качестве базового модуля многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования. Установка состоит из камеры сгорания и автономных систем питания камеры сгорания компонентами топлив как в жидкой, так и в газообразной фазе. В установке отсутствуют расходные магистрали окислителя и горючего, а агрегаты системы питания: насосы, турбины и газогенераторы, располагаются в углублениях донной части топливных баков в однотипной среде: агрегаты системы питания окислителем в топливном баке окислителя, а агрегаты системы питания горючим в топливном баке горючего. Предлагаемая конструкция радикально решает проблему продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе без применения специальных демпфирующих устройств. При этом уменьшаются габариты и масса системы питания, снижается стоимость и время экспериментальной отработки жидкостной ракетной двигательной установки и повышается статическая устойчивость и надежность ракеты. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Настоящее изобретение относится к области ракетной техники, конкретно к устройству жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ).
Известна ЖРДУ [1] (рис. 1.7, стр. 11), включающая топливные баки, расходные магистрали окислителя и горючего и жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) состоящий: из тяговой камеры сгорания (КС); и следующих систем: из системы подачи окислителя в КС включающую: насос окислителя, турбину окислительного газа, окислительный жидкостный газогенератор; из системы подачи горючего в КС включающую: насос горючего, восстановительный жидкостный газогенератор, турбину восстановительного газа; и запорную и регулирующую арматуру, которые расположены на раме ЖРД или непосредственно на КС, например [1] (рис. 1.13, 1.14, стр. 19 и рис. 1.15, стр. 20). Структурно-компоновочная схема такой ЖРДУ, приведена на фиг. 1. Такой ЖРДУ оснащены все мощные ракеты на жидком топливе, и отечественного, и зарубежного производства. Характерной особенностью таких ракет [2] является то, что они склонны к возникновению продольной колебательной неустойчивости, опасной с точки зрения прочности корпуса ракеты и недопустимой для нормальной работы приборов и экипажа. Устранение продольной колебательной неустойчивости, проявляющейся, как правило, на этапе летных испытаний, требует значительных трудовых, материальных и временных ресурсов. Одной из причин возникновения продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе является спонтанное развитие в расходных топливных магистралях самовозбуждающихся автоколебаний давлений и расходов топлива, обусловленных взаимодействием процессов в расходных магистралях с кавитационными явлениями в проточных частях насосов. Несмотря на многочисленные исследования этих колебаний, например [3], радикальных способов устранения таких колебаний, а следовательно, и продольной колебательной неустойчивости ракет на жидком топливе, до сих пор не найдено. В настоящее время основной способ устранения продольной колебательной неустойчивости заключается в уменьшении влияния кавитационных автоколебаний давления и расхода в расходных магистралях путем установки на входе насосов массивных газовых демпферов, которые увеличивают массу ЖРДУ, что ведет к такой же по величине потере массы полезного груза.
Недостатком известной ЖРДУ является то, что потенциальная склонность ракет на жидком топливе к продольной колебательной неустойчивости заложена в структурно-компоновочной схеме ЖРДУ и обусловлена наличием расходных магистралей. Кроме того, недостатком структурно-компоновочной схемы является и то, что все агрегаты систем питания КС окислителем и горючим расположены на раме КС или непосредственно на КС, что существенно увеличивает массу ЖРД с помощью которого осуществляется управление ракетой, а следовательно увеличивается мощность и масса системы управления ракетой.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение является: радикальное устранение потенциальной возможности возникновения продольной колебательной неустойчивости ракет на жидком топливе. При этом решаются и другие задачи, такие как: снижение массы ЖРД; повышение эффективности системы управления ракетой; повышение надежности и безопасности; снижение стоимости.
Данные задачи решаются за счет того, что в заявляемой ЖРДУ исключены расходные магистрали, способствующие возникновению самовозбуждающихся кавитационных автоколебаний, а агрегаты системы питания расположены в углублениях донной части топливных баков, с подачей компонентов топлива в КС по напорным магистралям. При этом, с целью обеспечения надежности и безопасности, особенно при использовании самовоспламеняющихся компонентов топлива, агрегаты системы питания КС окислителем располагаются в топливном баке окислителя, а агрегаты системы питания КС горючим в топливном баке горючего. Структурно-компоновочная схема заявляемой ЖРДУ приведена на фиг. 2. которая состоит: из тяговой КС; из автономной системы питания КС окислителем включающую бак окислителя с расположенными в донной части агрегатами системы питания окислителем: насосом окислителя, турбиной окислительного газа, окислительным жидкостным газогенератором; и из напорной магистрали окислителя; из автономной системы питания КС горючим включающую: бак горючего с расположенными в донной части агрегатами системы питания горючим: насосом горючего, восстановительным жидкостным газогенератором, турбиной восстановительного газа; и из напорной магистрали горючего.
Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупность признаков, является: радикальное решение проблемы продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе без использования газовых демпферов или других устройств; снижение массы системы питания компонентами топлива ЖРДУ на величину массы таких устройств; сокращение стоимости и времени экспериментальной отработки ракет. Кроме того, с размещением агрегатов системы питания в топливных баках достигается более плотная компоновка ракеты, уменьшаются габариты и увеличиваются степень заполнения ракеты топливом, а следовательно, и дальность полета ракеты. Кроме того, размещение агрегатов системы питания КС компонентами топлива в топливных баках повышает статическую устойчивость ракеты без применения систем перелива топлива, а в однотипной среде, повышает надежность, особенно при самовоспламеняющихся компонентах топлива, и снижает требования к качеству уплотнений турбонасосных агрегатов (ТНА), так как утечки компонентов топлива остаются в топливных баках, а следовательно, снижается стоимость изготовления ТНА. При этом, заявляемая структурно-компоновочная схема ЖРДУ, упрощает экспериментальную отработку ЖРДУ, так как позволяет автономно отработать КС и системы питания КС окислителем и горючим и позволяет разработать линейку унифицированных ЖРДУ различной мощности и различного назначения.
Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено:
На фиг. 1 - Структурно-компоновочная схема ЖРДУ прототипа, состоящего: из бака с горючим, заборным устройством и расходной магистралью горючего; из бака с окислителем, заборным устройством и расходной магистралью окислителя; и ЖРД состоящего: из КС с агрегатами системы питания горючим и окислителем.
На фиг. 2 - Структурно-компоновочная схема заявляемой ЖРДУ состоящей: из КС; из системы питания КС горючим состоящей из бака с горючим с расположенными в донной части бака агрегатами системы питания горючим с заборным устройством и напорной магистралью горючего; из системой питания КС окислителем состоящей из бака с окислителем с расположенными в донной части бака агрегатами системы питания окислителем с заборным устройством и напорной магистралью окислителя.
На фиг. 3 - Схема ЖРДУ с дожиганием продуктов газогенерации в КС 11, работающей по схеме «газ + газ», и с автономными системами питания КС окислительными и восстановительными продуктами газогенерации: 1, 7 - пуско-отсечные пневмоклапаны горючего и окислителя, соответственно; 2, 8 - насосы горючего и окислителя, соответственно; 3, 6 - топливные баки с горючим и окислителем, соответственно; 4, 5 - восстановительный и окислительный жидкостные газогенераторы, соответственно; 9, 10 - турбина окислительного и турбина восстановительного газа, соответственно; 11 - КС «газ - газ»; 12, 13 - заборное устройство горючего и окислителя, соответственно: 14 - напорная магистраль горючего; 15 - напорная магистраль восстановительного газа; 16 - напорная магистраль окислительного газа.
На фиг. 4 - Схема ЖРДУ без дожигания продуктов газогенерации в КС 11, работающей по схеме «жидкость + жидкость», и с автономными системами питания КС окислителем и горючим: 1, 7 - пуско-отсечные пневмоклапаны горючего и окислителя, соответственно; 2, 8 - насосы горючего и окислителя, соответственно; 3, 6 - топливные баки с горючим и окислителем, соответственно; 4, 5 - восстановительный и окислительный жидкостные газогенераторы, соответственно; 9, 10 - турбина окислительного и турбина восстановительного газа, соответственно; 11 - КС «жидкость + жидкость»; 12, 13 - заборное устройство горючего и окислителя, соответственно: 14-напорная магистраль горючего; 17 - напорная магистраль окислителя; 18 - выхлопной патрубок турбины окислительного газа; 19 - выхлопной патрубок турбины восстановительного газа.
Работает ЖРДУ, на самовоспламеняющихся компонентах топлива с дожиганием продуктов газогенерации в КС 11 (фиг. 3), следующим образом. Подается давление на пневмоклапаны 1 и 7, пневмоклапаны открываются и компоненты топлива самотеком под действием гидростатического давления или давления предварительного наддува топливных баков поступают в газогенераторы 4 и 5: горючее по магистрали 14 через рубашку охлаждения КС, а окислитель непосредственно в газогенераторы: в газогенератор 4 с избытком горючего, а в газогенератор 5 с избытком окислителя, где соприкасаются и воспламеняются. Восстановительный газ из газогенератора 4 поступает на турбину 10, и далее малая часть восстановительного газа поступает на наддув топливного бака горючего, а основная часть по напорной магистрали 15 в КС. Турбина 10 приводит во вращение насос горючего 2, который под давлением через рубашку охлаждения КС подает горючее в газогенераторы 4 и 5. Окислительный газ из газогенератора 5 поступает на турбину 9, и далее малая часть окислительного газа поступает на наддув топливного бака окислителя, а основная часть по напорной магистрали 16 в КС. Турбина 9 приводит во вращение насос окислителя 8, который под давлением подает окислитель в газогенераторы 4 и 5. Газифицированные компоненты топлива, поступившие в КС, соприкасаются и воспламеняются, КС и агрегаты системы питания выходят на режим. При несамовоспламеняющихся компонентах топлива в газогенераторах и КС устанавливается система зажигания, которая включается одновременно с пуско-отсечными клапанами. Для выключения ЖРДУ подается сигнал на пуско-отсечные клапаны 1 и 7, клапаны закрываются подача компонентов топлива прекращается.
Работает ЖРДУ, на самовоспламеняющихся компонентах топлива без дожигания продуктов газогенерации в КС 11 (фиг. 4), аналогичным образом и отличается только тем, что компоненты топлива подаются в КС 11 в жидком виде, а газифицированные продукты после турбин 9 и 10 выбрасываются через выхлопные патрубки турбин в атмосферу и могут быть использованы в системе управления ракетой.
Предлагаемая ЖРДУ может быть использована в качестве базового модулям многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования.
Литература.
1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: Учебник/Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А. и др.; Под ред. В.М. Кудрявцева. - 3-е изд., испр. и доп. М.: Высш. школа, 1983. - 703 с.
2. Балакирев Ю.Г. Решение проблемы продольных колебаний советских жидкостных ракет в полете: достижения и неудачи. Часть 1. Журнал «Космонавтика и ракетостроение» 2014, вып. 6(79), с. 195-191.
3. Дегтярь Б.Г. Кавитация и POGO-неустойчивость [Текст]: Учебное пособие / Б.Г. Дегтярь - Челябинск: Изд. ЮУрГУ, 1997. - 100 с.
1. Жидкостная ракетная двигательная установка, включающая топливные баки, жидкостный ракетный двигатель, состоящий: из тяговой камеры сгорания, из агрегатов системы подачи окислителя в камеру сгорания: насоса окислителя, турбины окислительного газа, окислительного жидкостного газогенератора, из агрегатов системы подачи горючего в камеру сгорания: насоса горючего, восстановительного жидкостного газогенератора, турбины восстановительного газа, отличающаяся тем, что включает напорные магистрали окислителя и горючего, причём агрегаты системы подачи окислителя в камеру сгорания: насос окислителя, турбина окислительного газа, окислительный жидкостный газогенератор, расположены в углублении донной части топливного бака окислителя, с подачей окислительного газа в камеру сгорания по напорной магистрали окислителя, а агрегаты системы подачи горючего в камеру сгорания: насос горючего, восстановительный жидкостный газогенератор, турбина восстановительного газа, расположены в углублении донной части топливного бака горючего, с подачей восстановительного газа в камеру сгорания по напорной магистрали горючего.
2. Жидкостная ракетная двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что компоненты топлива, окислитель и горючее, подаются в камеру сгорания в жидком виде, а продукты газификации в газогенераторах выбрасываются в атмосферу через выхлопные патрубки турбин.
