Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе
Владельцы патента RU 2773694:
Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к созданию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на криогенном топливе. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания со смесительной головкой и соплом, снабженную трактом охлаждения, турбонасосный агрегат с ротором и турбиной в качестве привода и насосом криогенного окислителя и насосом углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и углеводородного горючего, вход предтурбинной полости которого соединен магистралью с выходом тракта охлаждения, а затурбинная полость которого соединена с полостью смесительной головки, согласно изобретению в нем вход тракта охлаждения соединен магистралью с расходной магистралью турбонасоса углеводородного горючего, а ротор турбины дополнительно снабжен узлом кинематической связи с дополнительным приводом с возможностью обеспечения страгивания ротора из состояния покоя, его вращения в начальный момент времени раскрутки турбонасосного агрегата с возможностью отключения дополнительного привода на стационарном режиме. Изобретение обеспечивает расширение функциональных возможностей ЖРД за счет ускоренного запуска с возможностью применения криогенного сжиженного природного газа – метана в качестве охладителя и рабочего тела на турбине. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей на криогенном топливе, предназначенных для установки в отсеках двигательных установок верхних ступеней с минимальной массой, является актуальной задачей.
Известны однокамерные жидкостные ракетные двигатели на криогенном топливе, содержащие турбонасосный агрегат, газогенератор, магистраль подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к турбине и далее к смесительной головке камеры и магистраль подвода недостающего в генераторном газе компонента, например, горючего, к камере (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 96, РД-0120 и стр. 272, РД-191»).
В таких жидкостных ракетных двигателях на криогенном топливе, предназначенных для получения больших тяг, наличие газогенератора позволяет получать высокие значения работоспособности генераторного газа за счет высоких температур и высокой работоспособности генераторного газа за счет избыточного состава водорода на входе в турбину (в привод) турбонасосного агрегата, и высокие значения давления криогенных окислителя после насоса криогенного окислителя и криогенного водорода после насоса водорода, что позволяет создавать высокие давления в камере сгорания с высокой экономичностью.
Однако, для получения малых тяг применение такой схемы с применением турбины турбонасосного агрегата, работающей от газогенератора с высокой температурой и давлением, не всегда оправдано, так как энергетическая система «мощность насосов с одной стороны и мощность турбины с другой» для ограниченных значений тяг сбалансирована может быть и без высоких значений температур перед турбиной, то есть без генератора и без решения возникающих в этом случае проблем, в том числе и проблем применяемых материалов.
Известны также жидкостные ракетные двигатели на криогенном топливе, содержащие камеру сгорания со смесительной головкой и соплом, снабженную трактом охлаждения, турбонасосный агрегат с ротором и турбиной в качестве привода и насосом криогенного окислителя и насосом углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, вход предтурбинной полости которого соединен магистралью с выходом тракта охлаждения, а затурбинная полость которого соединена с полостью смесительной головки (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС-Конверсалт», 2000 г., Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе RL10A-3 фирмы Pratt & Whitney стр. 363). - прототип.
В известном жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе при умеренной тяге двигателя за счет нагрева в тракте охлаждения камеры рабочего тела, предназначенного для вращения турбины турбонасосного агрегата, исчезает необходимость в повышенных значениях температуры рабочего тела перед турбиной, как это требуется в жидкостных ракетных двигателях больших тяг, как первых, так и верхних ступеней ракет.
Однако для эффективного использования такого жидкостного ракетного двигателя на криогенных компонентах топлива существует ограниченная номенклатура используемых криогенных компонентов. В жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе RL10A-3 используется жидкий водород и жидкий кислород. Обе топливные пары в нагретом в тракте охлаждения камеры состоянии могут быть использованы в качестве рабочего тела для привода турбины турбонасосного агрегата или турбин нескольких турбонасосных агрегатов, так как не создают термических отложений в тракте охлаждения, как это происходит при охлаждении высокомолекулярных углеродсодержащих горючих. При значительной эффективности водорода при создании жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе, характеризующимся высоким значением удельного импульса тяги и высокой работоспособностью рабочего тела на турбине, из-за низкой плотности объем жидкого водорода требует увеличенной массы бака водорода, что не всегда может быть приемлемо. Кроме того вместе с относительно высокой стоимостью получения жидкого водорода в больших масштабах схема работы с использованием водорода в жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе не всегда целесообразна для коммерческих пусков ракет-носителей. Недостатком такой схемы жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе является относительно замедленный запуск камеры сгорания и замедленная под действием увеличивающегося массового расхода рабочего тела на турбину начальная самопроизвольная постепенная раскрутка турбонасосного агрегата, что вызывает замедленную по времени завязку процесса горения несамовоспламеняющейся топливной смеси с поджиганием запальным устройством, как следствие - замедленное по времени увеличение массового расхода продуктов сгорания и давления продуктов сгорания в камере. При использовании жидкого кислорода после нагрева в тракте охлаждения камеры в качестве рабочего тела относительно низкое значение работоспособности рабочего тела на турбине не позволяет поднять до требуемых величин давление компонентов за насосами и в камере сгорания и получить приемлемый уровень удельного импульса тяги за счет высокой степени расширения продуктов сгорания в сопле камеры в жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе. Проблем температурных отложений при охлаждении жидким кислородом не возникает, хотя возникают проблемы совместимости агрессивного жидкого кислорода и материалов стенок камеры, турбины и газовых трактов, из-за чего снижается номенклатура относительно недорогих материалов, возможных для применения, в том числе и традиционно широко применяемых в ракетной технике, что в итоге приводит к снижению температуры нагретого кислорода при подаче его на турбину, снижению экономичности. Недостатком такой схемы жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе для случая применения криогенного углеродсодержащего горючего, в том числе и низкоуглеродного сжиженного метана, является также относительно замедленный запуск камеры сгорания и замедленная начальная самопроизвольная постепенная под действием увеличивающегося рабочего тела на турбину раскрутка турбонасосного агрегата, что вызывает замедленную по времени завязку процесса горения несамовоспламеняющейся топливной смеси с поджиганием запальным устройством, как следствие - замедленное по времени увеличение массового расхода продуктов сгорания и давления продуктов сгорания в камере, хотя температура продуктов сгорания в камере достигает значительной величины. Из-за недостаточного массового расхода криогенного углеродсодержащего горючего происходит недостаточное охлаждение стенок камеры на затянутом запуске и отложение углеродсодержащих частиц углерода (сажи) на стенке со стороны охладителя в начальный момент и связанные с этим нежелательные последствия в охлаждении камеры сгорания, проявляющиеся на стационарном режиме работы ухудшением охлаждения из-за дополнительного термического сопротивления отложений, а для жидкостного ракетного двигателя на криогенном углеродсодержащем горючем, проходящего контрольно-технологические испытания, требует очистки каналов от сажи (частиц углерода), как продукта термического разложения углеродсодержащего горючего между пусками с применением трудоемких операций и трудоемкого контроля. Поэтому такая схема по сравнению со схемами применения сжиженного кислорода и водорода не всегда находит применение, хотя по энергетическим показателям, по работоспособности на турбине, нагретый сжиженный метан для рабочего тела турбины значительно эффективнее, чем жидкий кислород, и значительно дешевле и приемлемее для коммерческих пусков ракет-носителей, чем водород, при том, что более высокая плотность сжиженного метана по сравнению с водородом позволяет снизить массу бака для его транспортировки в составе ракеты.
Задачей предполагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и расширение функциональных возможностей жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе за счет ускоренного запуска жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе и за счет возможности применения криогенного сжиженного природного газа - метана в качестве охладителя и рабочего тела на турбине, удешевление выполнения коммерческих пусков по сравнению с пусками с применением водорода, повышения их энергетических показателей по сравнению с пусками с применением ряда криогенных компонентов, таких, как сжиженный кислород и высокоуглеродистые органические компоненты топлива.
Указанная выше задача изобретения решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе вход тракта охлаждения соединен магистралью с расходной магистралью турбонасоса углеводородного горючего, а ротор турбины дополнительно снабжен узлом кинематической связи с ним дополнительным приводом с возможностью обеспечения страгивания ротора из состояния покоя, его вращения в начальный момент времени раскрутки турбонасосного агрегата с возможностью отключения последнего на стационарном режиме.
Указанная выше задача изобретения решается также тем, что дополнительный привод выполнен в виде электродвигателя, соединенного с установленным аккумулятором, причем электрическая система выполнена в виде фидера с возможностью отключения на стационарном режиме.
Указанная выше задача изобретения решается также тем, что фидер выполнен в виде обгонной центробежной электрической муфты.
Указанная выше задача изобретения решается также тем, что узел кинематической связи выполнен в виде магнитной муфты с ферромагнитной жидкостью и соленоидом, связанным с фидером.
Предлагаемый жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе приведен на чертеже (фиг. 1-6, фиг. 1 - пневмогидравлическая схема функционирования двигателя с изображением соединений газовых, гидравлических магистралей с агрегатами и электрическая и кинематическая схема соединения дополнительного привода в виде электродвигателя с аккумулятором; фиг. 2 - местный увеличенный вид А схемы дополнительного привода с электродвигателем и аккумулятором; фиг. 3 - местный увеличенный вид Б рессоры соединения дополнительного привода и ротора 6; фиг. 4 - местный вид В магнитной муфты 27; фиг. 5 - местный увеличенный вид Г с изображением узла обгонной центробежной электрической муфты 26 (фидера 25); фиг. 6 - пневмогидравлическая схема функционирования жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе с изображением соединений известной системы предварительного захолаживания от баллона с гелием, расположенном в топливном баке криогенного компонента), где показаны следующие агрегаты:
1. Камера сгорания;
2. Смесительная головка;
3. Сопло;
4. Тракт охлаждения;
5. Турбонасосный агрегат;
6. Ротор;
7. Турбина;
8. Привод;
9. Насос криогенного окислителя;
10. Насос криогенного углеводородного горючего;
11. Расходная магистраль криогенного окислителя;
12. Расходная магистраль криогенного углеводородного горючего;
13. Вход предтурбинной полости;
14. Предтурбинная полость;
15. Магистраль;
16. Выход тракта охлаждения;
17. Затурбинная полость;
18. Полость смесительной головки;
19. Вход тракта охлаждения;
20. Узел кинематической связи;
21. Дополнительный привод;
22. Электродвигатель;
23. Аккумулятор;
24. Электрическая система;
25. Фидер;
26. Обгонная центробежная электрическая муфта;
27. Магнитная муфта;
28. Ферромагнитная жидкость;
29. Соленоид;
30. Вал;
31. Рессора;
32. Клапан пуска углеводородного горючего;
33. Входная магистраль;
34. Клапан пуска криогенного окислителя;
35. Входная магистраль;
36. Регулятор расхода;
37. Отсечной клапан;
38. Отсечной клапан;
39. Система гелиевого «захолаживания»;
40. Баллон гелия;
41. Бак криогенного окислителя;
42. Бак криогенного углеводородного горючего – метана;
43. Агрегат автоматики;
44. Магистраль;
45. Штуцер;
46. Штуцер;
47. Корпус насоса криогенного горючего;
48. Корпус насоса криогенного окислителя;
49. Теплообменник;
50. Магистраль;
51. Клапан;
52. Магистраль;
53. Магистраль;
54. Клапан;
55. Пакет дроссельных шайб;
56. Запальное устройство.
Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, снабженную трактом охлаждения 4, турбонасосный агрегат 5 с ротором 6 и турбиной 7 в качестве привода 8 и насосом криогенного окислителя 9 и насосом криогенного углеводородного горючего 10 с расходными магистралями криогенного окислителя 11 и с расходными магистралями криогенного углеводородного горючего 12, вход 13 предтурбинной полости 14 которого соединен магистралью 15 с выходом 16 тракта охлаждения 4, а затурбинная полость 17 которого соединена с полостью 18 смесительной головки 2. Вход 19 тракта охлаждения 4 соединен с расходной магистралью углеводородного горючего 12 турбонасосного агрегата 5, а ротор 6 турбины 7 дополнительно снабжен узлом кинематической связи с дополнительным приводом 21. Дополнительный привод выполнен в виде электродвигателя 22, соединенного с установленным аккумулятором 23. Электрическая система 24 выполнена в виде фидера 25. Фидер 25 выполнен в виде обгонной центробежной электрической муфты 26 (см. Анурьев В.И. Справочник конструктора - машиностроителя.М: Машиностроение, т. 2 - 912 с). Узел кинематической связи 20 выполнен в виде магнитной муфты 27 с ферромагнитной жидкостью 28 (например, феррофлюидом на основе силикона или керосина) и соленоидом 29, связанным с фидером 25. Аккумулятор 23 через фидер 25, то есть через центробежную электрическую муфту 26, связан с дополнительным приводом 21 (электродвигателем 22). Аккумулятор 23 через фидер 25, то есть через обгонную центробежную электрическую муфту 26, связан с узлом кинематической связи 20, то есть с соленоидом 29 магнитной муфты 27 с ферромагнитной жидкостью 28. Вал 30 узла кинематической связи 20 соединен с ротором 6 турбонасосного агрегата 5 с помощью рессоры 31. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе содержит также клапан пуска 32 на входной магистрали 33 на входе в насос криогенного углеводородного горючего и клапан пуска криогенного окислителя 34 на входной магистрали 35. На расходной магистрали криогенного окислителя 11 установлен регулятор расхода 36 и отсечной клапан 37. На расходной магистрали криогенного углеводородного горючего 12 установлен отсечной клапан 38. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе может содержать дополнительно известную систему гелиевого «захолаживания» 39, использующую баллоны гелия 40, расположенные в баке 41 криогенного окислителя, предназначенные для наддува бака 41 криогенного окислителя и бака 42 криогенного углеводородного горючего - метана, в качестве источника криогенного газа - гелия, агрегаты автоматики 43 и магистрали 44 для подвода криогенного гелия к штуцерам 45 и 46 корпусов 47 и 48 насоса криогенного углеводородного горючего 10 и насоса криогенного окислителя 9 соответственно. В систему наддува бака 41 криогенного окислителя входят баллон с гелием 40, теплообменник 49 на магистрали между затурбинной полостью 17 и полостью 18 смесительной головки 2, магистрали 50 и клапан 51. В систему наддува бака 42 криогенного углеводородного горючего - метана входят магистрали 52 отбора высокотемпературного углеводородного горючего - метана от магистрали 15 с помощью магистрали 53 с установленным на ней клапаном 54 и пакетом дроссельных шайб 55. На смесительной головке 2 камеры сгорания 1 установлено запальное устройство 56.
Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе работает следующим образом. От топливных баков криогенного окислителя 41 и криогенного углеводородного горючего 42 по стенке входной магистрали криогенного углеводородного горючего 33 и по стенке входной магистрали криогенного окислителя 35 происходит «захолаживание» конструкций корпуса 48 насоса криогенного окислителя 9 и корпуса 47 насоса криогенного углеводородного горючего 10 турбонасосного агрегата 5. Дополнительно включается система гелиевого «захолаживания» 39 корпусов 47 и 48 насосов криогенного углеводородного горючего 10 и криогенного окислителя 9 соответственно. Гелий из баллона 40, находящийся в одном из криогенных топливных баков, например криогенного окислителя 41, через открывшиеся агрегаты автоматики 43 по магистралям 44 поступает в штуцера 45 и 46 в корпуса 47 и 48 насосов криогенного углеводородного горючего 10 и криогенного окислителя 9 соответственно и удаляется через агрегаты автоматики 43 на магистралях 11 и 12. По команде от системы управления (на фиг. 1-6 не показана) жидкостным ракетным двигателем на криогенном топливе клапаны пуска 32 и 34 открываются, происходит заполнение полостей насоса криогенного окислителя 9 и насоса углеводородного горючего 10.Одновременно от аккумулятора 23 через электрическую систему 24 и включенный фидер 25 подается электрическое напряжение на электродвигатель 22, соленоид 29 магнитной муфты 27, обеспечив фиксацию вала 30 относительно ротора электродвигателя 22 с помощью ферромагнитной жидкости 28, обеспечив тем самим передачу с помощью узла кинематической связи 20 крутящего момента через рессору 31 на ротор 6 турбонасосного агрегата 5. Таким образом ускоряется запуск камеры сгорания 1 и под действием увеличивающегося массового расхода рабочего тела на турбину 7 увеличивается начальная ускоренная раскрутка турбонасосного агрегата 5, дополняемая увеличением высокотемпературного расхода метана на турбину 7, массового расхода криогенного окислителя в смесительную головку 2 камеры сгорания 1 с обеспечением оптимального соотношения компонентов в камере сгорания 1,что вызывает ускоренную по времени завязку процесса горения несамовоспламеняющейся топливной смеси с поджиганием запальным устройством 56, как следствие - ускоренное по времени увеличение массового расхода продуктов сгорания и давления продуктов сгорания в камере сгорания 1. При достижении необходимых оборотов ротора 6 турбонасосного агрегата 5 обгонная центробежная электрическая муфта 26 отключает фидер 25 и отключает подачу электричества к магнитной муфте 27 и электродвигателю 22, который прекращает свое вращение, выходит из кинематической связи с турбонасосным агрегатом 5, при этом турбонасосный агрегат 5 с помощью турбины 7 продолжает свою работу. Углеродистые отложения при охлаждении метаном достигают минимальных величин, практически не влияющих на охлаждение даже при повторном использовании жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе за счет ускоренного выхода двигателя на основной режим работы без повышения температуры стенки камеры сгорания 1 со стороны охладителя - метана, так как в самом начале работы жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе стенки камеры сгорания 1 охлаждаются большим расходом охладителя - низкоуглеродного горючего - метана, что в значительно снижает температуру стенки тракта охлаждения 4 камеры сгорания 1 и сопла 3 со стороны метана. Высокое значение работоспособности высокотемпературного газообразного низкоуглерод содержащего горючего - метана перед турбиной 7 позволяет достичь повышенного значения тяги жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе по сравнению с работоспособностью газообразного высокотемпературного окислителя - кислорода. В то же время общая масса конструкции топливных баков по сравнению с использованием водорода в качестве горючего также становится меньше. Вместе с низкой стоимостью получения жидкого метана по сравнению со стоимость получения жидкого водорода предлагаемая схема жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе обладает преимуществом для использования в двигательных установках, предназначенных для коммерческих пусков ракет носителей.
Применение предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе за счет ускоренного запуска жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе и за счет возможности применения криогенного сжиженного природного газа - метана в качестве охладителя и рабочего тела на турбине, удешевление выполнения коммерческих пусков по сравнению с пусками с применением водорода, повышения их энергетических и эксплуатационных показателей по сравнению с пусками с применением ряда криогенных компонентов, таких, как сжиженный кислород и высокоуглеродистые органические компоненты топлива.
1. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания со смесительной головкой и соплом, снабженную трактом охлаждения, турбонасосный агрегат с ротором и турбиной в качестве привода и насосом криогенного окислителя и насосом углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и углеводородного горючего, вход предтурбинной полости которого соединен магистралью с выходом тракта охлаждения, а затурбинная полость которого соединена с полостью смесительной головки, отличающийся тем, что в нем вход тракта охлаждения соединен магистралью с расходной магистралью турбонасоса углеводородного горючего, а ротор турбины дополнительно снабжен узлом кинематической связи с дополнительным приводом с возможностью обеспечения страгивания ротора из состояния покоя, его вращения в начальный момент времени раскрутки турбонасосного агрегата с возможностью отключения дополнительного привода на стационарном режиме.
2. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе по п. 1, отличающийся тем, что дополнительный привод выполнен в виде электродвигателя, соединенного с установленным аккумулятором, причем электрическая система выполнена в виде фидера с возможностью отключения на стационарном режиме.
3. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе по п. 2, отличающийся тем, что фидер выполнен в виде обгонной центробежной электрической муфты.
4. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе по п. 2, отличающийся тем, что узел кинематической связи выполнен в виде магнитной муфты с ферромагнитной жидкостью и соленоидом, связанным с фидером.
