- струйные форсунки обладают конструктивной простотой и относительной дешевизной изготовления;
- сравнительно малые диаметральные размеры форсунок, что позволяет увеличить количество установленных форсунок при постоянстве пло-
щади;
- невозможность прогара огневого днища, в связи с повышенной дальнобойности.
Недостатки струйных форсунок:
- малая тонкость распыла;
- повышенная длина зоны распыла этих форсунок обуславливает увели чение потребного объема и удельного веса камеры сгорания.
Угол факела распыла струйной форсунки весьма мал, 5—10°, причем зона конца распада струи на капли далеко отстоит от головки камеры. Этот угол измеряется от среза сопла форсунки и характеризует форму факела распиливаемой жидкости. Величина этого угла зависит в основном от соотношения длины сопла (отверстия) к его диаметру, степени турбулизации расширяющегося факела и давления в камере сгорания.
Для укорочения зоны распыла, получения более тонкого распыла и равномерного распределения компонентов топлива по поперечному сечению камеры сгорания струйные форсунки обычно располагают так, чтобы струи распыливаемых жидкостей пересекались между собой. Приближение точек столкновения струй к головке позволяет с максимальной полнотой использовать объем камеры сгорания и создать более устойчивое сгорание образующейся топливной смеси благодаря уменьшению до минимума нереагирующих газовых застойных зон вблизи головки камеры, а также более качественному смесеобразованию.
Углы, определяющие направление струй впрыска компонентов топлива одноструйными форсунками, должны быть выбраны так, чтобы результирующий вектор количества движения после столкновения струй имел осевое направление, т.е. параллельное оси камеры двигателя.
При увеличении угла соударений струй средний диаметр капель уменьшается в связи с увеличением относительной скоростижидкостей струй в точке соударения. Это способствует более равномерному распределению топлива по поперечному сечению факела. Одновременно улучшается однородность смешиваемых компонентов топлива.
Оптимальными углами соударения струй, создаваемых струйными форсунками, следует считать 80—100°, так как при больших углах значительная часть распыливаемой жидкости будет отлетать в сторону головки, что ухудшит смесеобразование, а при малых углах соударения струй (60° и меньше) образуется резко выраженная неравномерность расходонапряженности в ядре факела и удлиняется камера сгорания за счет увеличения зоны перемешивания компонентов.
Преимущества и недостатки центробежных форсунок.
Центробежные форсунки имеют относительно больший угол распыла жидкости (около 70—120°) при небольшой длине факела и дают более тонкий распыл, чем струйные форсунки; но изготовление их относительно сложнее. Форма факела этих форсунок в основном зависит от степени закручивания в них распыливаемой жидкости.
В центробежной форсунке жидкость поступает в камеру закручивания
по тангенциальным каналам, ось которых смещена относительно оси сопла. В камере закручивания жидкость приобретает интенсивное вращательное движение и далее поступает в сопло.
Рис. 47 Двухкомпонентные центробежные форсунки:
а - со смешением компонентов топлива вне форсунки; б - со смешением компонентов топлива внутри форсунки (эмульсионная форсунка).
При выходе из сопла форсунки тонкая пленка жидкости, на которую прекратилось действие центростремительных сил, делится на капли, разлетающиеся по прямолинейным траекториям, образуя факел. Угол факела и коэффициент расхода центробежных форсунок обусловлены законом сохранения момента количества движения жидких частиц относительно оси сопла. На указанные параметры можно действовать соответствующим выбором соотношений между размерами сопла, камеры закручивания и входных каналов.
В настоящее время наибольшее применение в двигателях получили однокомпонентные центробежные форсунки благодаря их надежной работе и достаточно эффективному распылу. Кроме того, в этих форсунках в широком диапазоне можно изменять угол распыла для наиболее равномерного распределения компонентов топлива по поперечному сечению камеры сгорания.
Двухкомпонентные центробежные форсунки по способу смешения компонентов топлива делятся на два типа:
1) со смешением компонентов топлива вне форсунки, рис.47 а.
2) со смешением компонентов топлива внутри форсунки, в спе-
анальной смесительной камере (эмульсионные форсунки), рис.47 б.
Существуют также конструкции двухкомпонентных форсунок, в которых компоненты топлива смешиваются в сопле форсунки.
Форсунки первого типа выполняются соосными, одна в другой. Сопло внутренней форсунки вписывается зазором в воздушный вихрь наружной форсунки. Чтобы обеспечить хорошее смешение компонентов топлива, угол распыла внутренней форсунки должен быть больше угла распыла наружной форсунки.
Форсунка второго типа состоит из двух расположенных друг за другом форсунок. Размеры распылительной части двухкомпонентной форсунки должны быть подобраны так, чтобы обеспечить безопасность запуска ее даже при входе в камеру закручивания одного из компонентов топлива раньше другого.
Рис.48
Двухкомпонентные газожидкостные форсунки:
а,б,в - с внутренним смешением компонентов; г - с внешним смешением компонентов.
Преимущества двухкомпонентных эмульсионных форсунок. Применение двухкомпонентных эмульсионных центробежных форсу-
нок существенно улучшает смесеобразование и уменьшает зону распыла, так как они обеспечивают смешение компонентов топлива в заданном весовом соотношении перед подачей их в камеру сгорания. К тому же топливная эмульсия обладает меньшими вязкостью и поверхностным натяжением и поэтому легко дробится на мельчайшие капли.
Применение эмульсионного распыла компонентов топлива в ЖРД дает следующие выгоды:
а)уменьшается длина камеры сгорания за счет укорочения зоны распыла;
б)получается почти полное сгорание топлива при относительно меньшем объеме меры сгорания, а, следовательно, и при меньшем ее удельномвесе;
в)требуется меньшее число форсунок;
г)отпадает необходимость в большом перепаде давлений компонентовтоплива в форсунках, что имеет существенное значение для двигателей больших тяг одноразового действия, где вопросы простоты и дешевизны конструкции имеют решающее значение.
Недостатки двухкомпонентных эмульсионных форсунок.
При использовании форсунок этого типа несколько затруднена защита горючим оболочки камеры от перегрева ее горячими газами. В этом случае оболочку приходится защищать, устанавливая на головке камеры периферийные однокомпонентные струйные или центробежные форсунки.
Существует еще одна разновидность двухкомпонентных форсунок -это двухкомпонентные газожидкостные форсунки, которые применяются в камерах ЖРД с дожиганием генераторного газа. Они выполняются двух типов - с внешним и с внутренним смешиванием компонентов, рис.48.
Форсунки с внешним смешиванием компонентов представляют собой две соосные форсунки - газовую и жидкостную, размещенные в одном корпусе. Газовая форсунка - струйная, а жидкостная - обычно центробежная с тангенциальным завихрителем.
Преимущества форсунки с внешним смешением компонентов.
Смешение компонентов происходит в камере сгорания (вне форсунки), при этом внешний жидкий конус распыла, создаваемый центробежной форсункой, защищает огневое днище от перегрева обратными токами горячих газов.
В форсунках с внутренним смешением компонентов газ течет по центральному каналу, а жидкость впрыскивается в него через наклонные отверстия в стенке корпуса форсунки. Для защиты днища головки от воздействия горячих газов конструкцию газожидкостной форсунки дополняют наружным контуром в виде центробежной тангенциальной или шнековой жидкостной форсунки.
Преимущества форсунок с внутренним смешением комп онентов.
Широкий конус распыла жидкости (до 120°), создаваемый этим контуром форсунки, обеспечивает при небольшом расходе жидкости (10-15%общего
расхода через форсунку) надежную пленочную защиту поверхности днища между форсунками.
Чтобы избежать взрыва двухкомпонентной форсунки, нужно исключить возможность проникновения одного из компонентов топлива в полость другого, для чего:
1) угол распыла задней форсунки подобрать так, чтобы входные отверстия передней форсунки находились вне полости удара конуса распыла о стенку задней форсунки;
2) диаметр газового вихря передней форсунки должен быть больше диаметра сопла задней форсунки.
Момент количества движения в передней форсунке распространяется на всю массу смешанной и распыливаемой жидкости.
Форсунки всех типов должны иметь хорошо обработанную поверхность, соприкасающуюся с движущейся жидкостью. Струйные форсунки должны иметь точный угол направления оси сопла относительно оси камеры двигателя.
Производительность единичных однокомпонентных центробежных форсунок ЖРД с цилиндрической камерой сгорания и плоской головкой составляет около 20—80 г/сек горючего и 50—200 г/сек окислителя, а перепад давлений в форсунках—порядка 3,5—12 кг/см2 .
Чем большее число форсунок установлено на головке камеры двигателя, тем качественнее распыл ими компонентов топлива. Поэтому в двигателях средней и большой тяг число форсунок достигает нескольких сотен.
mirznanii.com
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали горючего соединены через соответственно клапан горючего с камерой сгорания, а выходная магистраль окислителя через клапан окислителя соединена с газогенератором, установленным над основной турбиной, при этом турбонасосный агрегат содержит дополнительный насос горючего, вход которого соединен с насосом горючего, а выход трубопроводом высокого давления, в котором установлен клапан высокого давления и регулятор расхода, соединен с газогенератором, и пусковую турбину, выполненную в составе турбонасосного агрегата. Изобретение обеспечивает упрощение пневмогидравлической схемы двигателя, повышение надежности, уменьшение массово-габаритных характеристик двигателя и улучшение эксплуатационных характеристик двигателя. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.
Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г. (прототип), который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.
Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и как следствие большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.
Задачи создания изобретения: упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и удельных характеристик ЖРД, уменьшение веса двигателя, улучшение запуска и выключения двигателя и обеспечение очистки от остатков горючего после выключения.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.
Задачи создания изобретения: упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и удельных характеристик ЖРД, уменьшение веса двигателя, улучшение запуска и выключения двигателя и обеспечение очистки от остатков горючего после выключения.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с основной турбиной и насосами окислителя и горючего, у которого выход из насоса горючего соединен через клапан горючего с камерой сгорания, а выход из насоса окислителя через клапан окислителя соединен с газогенератором, установленным над основной турбиной, отличается тем, что турбонасосный агрегат содержит пусковую турбину, выполненную в составе турбонасосного агрегата и дополнительный насос горючего, вход которого соединен с выходом из насоса горючего, а выход соединен с газогенератором трубопроводом высокого давления, в котором установлен клапан высокого давления и регулятор расхода. Вал дополнительного насоса горючего через мультипликатор соединен с валом турбонасосного агрегата. После клапана горючего подсоединена система продувки инертным газом. Камера сгорания и газогенератор оснащены запальными устройствами, соединенными электрическими связями с блоком системы управления. Клапаны окислителя и горючего, клапан высокого давления и регулятор расхода соединены электрическими связями с блоком управления.
Сущность изобретения поясняется на чертеже.
Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1 и турбонасосный агрегат 2. Турбонасосный агрегат 2, в свою очередь, содержит насос окислителя 3, насос горючего 4, пусковую турбину 5, дополнительный насос горючего 6, вал которого 7 соединен мультипликатором 8, размещенным в корпусе мультипликатора 9 с валом 10 турбонасосного агрегата 2, основную турбину 11, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 2. Газогенератор 12 установлен над основной турбиной 11 соосно с турбонасосным агрегатом 2. Камера сгорания 1 содержит сопло 13, выполненное из двух оболочек и зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 14, внутри которой выполнены наружная плита 15 и внутренняя плита 16 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 14 установлены форсунки окислителя 17 и форсунки горючего 18. Форсунки окислителя 17 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Г», а форсунки горючего 18 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания 1 - полостью «Г». На наружной поверхности камеры сгорания 1 установлен коллектор горючего 19, от которого отходят топливопроводы 20 к нижней части сопла 13. К коллектору горючего 19 подключен выход из клапана горючего 21, вход которого соединен с выходом из дополнительного насоса горючего 6 трубопроводом высокого давления 22 через регулятор расхода 23, имеющий привод 24 и клапан высокого давления 25 с газогенератором 2, конкретно - с полостью «Д». Выход из насоса окислителя 3 трубопроводом окислителя 26 через клапан окислителя 27 тоже соединен с газогенератором 12, конкретно с его полостью «Е». На головке 13 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 28 (электрозапальные или пирозапальные), а на газогенераторе - запальные устройства 29. Запальных устройств может быть применено по одному или по несколько штук и на камере сгорания и на газогенераторе.
К пусковой турбине 5 подстыкован трубопровод 30 с пусковым клапаном 31, предназначенным для запуска пусковой турбины 5, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования.
Двигатель имеет блок управления 32, к которому электрическими связями подключены запальные устройства 28 и 29, клапан горючего 21, клапан окислителя 27, привод регулятора расхода 24, клапан высокого давления 25, пусковой клапан 31.
К коллектору горючего 19 подключен продувочный трубопровод 33 с клапаном продувки 34. Продувка осуществляется инертным газом.
При запуске ЖРД с блока управления 32 подаются сигналы на пусковой клапан 31. Воздух высокого давления (или инертный газ или продукты газификации однокомпонентного топлива) с наземной системы по трубопроводу 30 подается на пусковую турбину 5 и раскручивает ТНА 2. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 3, насоса горючего 4 и дополнительного насоса горючего б возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 19, 25 и 26. Окислитель и горючее поступает в камеру сгорания 1 и газогенератор 10. Подается сигнал на запальные устройства 27 и 28, топливная смесь в камере сгорания 1 и в газогенераторе 10 воспламеняется. Двигатель запустился. Регулятором расхода 22 осуществляют регулирование режима его работы путем изменения соотношения компонентов топлива в газогенераторе 2.
При выключении двигателя с блока системы управления подается сигнал на клапаны 21, 25 и 27, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 33 и инертный газ по продувочному трубопроводу 32 поступает в топливный коллектор 19 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.
Применение изобретения позволило: упростить пневмогидравлическую схему, повысить надежность, увеличить мощность и удельные характеристики ЖРД, уменьшить вес двигателя, улучшить запуск и выключение двигателя и обеспечить его очистку от остатков горючего после выключения.
1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с основной турбиной и насосами окислителя и горючего, у которого выход из насоса горючего соединен через клапан горючего с камерой сгорания, а выход из насоса окислителя через клапан окислителя соединен с газогенератором, установленным над основной турбиной, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат содержит пусковую турбину, выполненную в составе турбонасосного агрегата и дополнительный насос горючего, вход которого соединен с выходом из насоса горючего, а выход соединен с газогенератором трубопроводом высокого давления, в котором установлен клапан высокого давления и регулятор расхода.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что вал дополнительного насоса горючего через мультипликатор соединен с валом турбонасосного агрегата.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что после клапана горючего подсоединена система продувки инертным газом.
4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что камера сгорания и газогенератор оснащены запальными устройствами, соединенными электрическими связями с блоком системы управления.
5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что клапаны окислителя и горючего, клапан высокого давления и регулятор расхода соединены электрическими связями с блоком управления.
www.findpatent.ru
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель содержит две установленные на раме камеры сгорания с реактивным соплом, систему регенеративного охлаждения, один турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный под основной турбиной, при этом на нижней силовой плите концентрично реактивным соплам установлены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла, нижняя силовая плита выполнена с возможностью перемещаться вдоль продольной оси двигателя по направляющему цилиндру, установленному перпендикулярно верхней силовой плите, соединенной с камерами сгорания, при помощи привода. Сопловые насадки выполняются из углерод-углеродного композиционного материала охлаждаемыми и содержащими рубашки охлаждения, установленные концентрично сопловым насадкам с образованием зазоров, полости которых гибкими трубопроводами подсоединены к насосу горючего и топливному коллектору горючего. Привод может содержать исполнительный механизм или не менее двух исполнительных механизмов. Исполнительные механизмы размещаются равномерно по окружности вокруг сопла. В качестве исполнительного механизма применен пневмоцилиндр или гидроцилиндр. Изобретение обеспечивает повышение надежности, увеличение мощности и упрощение пневмогидравлической схемы. 7 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на компонентах ракетного топлива: окислителе и горючем.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя, с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.
Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г (прототип), который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.
Основной элемент выходного устройства реактивного двигателя и двигателя с комбинированной тягой - это реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газа, выходящего из турбины или форсажной камеры газотурбинного двигателя или из камеры сгорания (или другого устройства для подогрева рабочего тела) ракетного двигателя, сопровождаемое увеличением его скорости и кинетической энергии. Расширение газа в сопле реактивном происходит до давления окружающей среды на расчетном режиме сопла и до давления, отличного от давления окружающей среды, на нерасчетных режимах сопла. Скорость истечения газа из реактивного сопла воздушно-реактивного двигателя на расчетном режиме сопла определяет при данной скорости полета величину удельной тяги двигателя. Скорость истечения газа из реактивного сопла ракетного двигателя на расчетном режиме сопла определяет величину удельной тяги двигателя независимо от скорости полета. Скорость истечения газа из реактивного сопла современных реактивных двигателей в земных статических условиях доходит до 1000 м/с и более у воздушно-реактивных двигателей и до 3000 м/с и более у ракетных двигателей. Различают регулируемое и нерегулируемое реактивное сопло. Регулируемое сопло снабжается устройством для изменения его сечения при работе двигателя. В дозвуковом сужающемся сопле регулирование состоит, как правило, в изменении площади выходного сечения сопла. В сверхзвуковом сопле регулированию подвергаются как площадь критического сечения, так и площадь выходного сечения сопла. Регулируемое сопло применяется в турбореактивных двигателях с форсажной камерой, а также в некоторых других газотурбинных, воздушно-реактивных и ракетных двигателях. Сопло ракетного двигателя называется также соплом камеры двигателя или просто соплом и его регулирование практически не применяется из-за очень высокой температуры истечения продуктов сгорания.
Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий две установленные на раме камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, один турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный под основной турбиной, отличается тем, что концентрично реактивным соплам установлены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла и имеющие возможность перемещаться вдоль продольной оси камер сгорания при помощи привода. Сопловые насадки выполнены из углерод-углеродного композиционного материала. Сопловые насадки выполнены охлаждаемыми и содержат рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего. Привод содержит один или не менее двух исполнительных механизмов. Исполнительные механизмы (если их два или более) могут быть размещены равномерно по окружности вокруг сопел. Исполнительные механизмы могут быть закреплены на раме. Исполнительные механизмы могут быть закреплены на камере сгорания. Исполнительные механизмы могут быть соединены механизмом синхронизации. В качестве исполнительного механизма применен электрический двигатель. В качестве исполнительного механизма применен пневмоцилиндр. В качестве исполнительного механизма примен гидроцилиндр.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
на фиг.1 приведена конструкция ЖРД,
на фиг.2 приведен вид В,
на фиг.3 приведен разрез по А-А,
на фиг.4 приведен разрез по Б-Б,
на фиг.5 приведен вид Б для сопловой насадки, выполненной из углерод-углеродного композиционного материала,
на фиг.6 приведен вид Б для сопловой насадки, выполненной охлаждаемой.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…6) содержит раму 1, две камеры сгорания 2 с реактивными соплами 3 и один турбонасосный агрегат 4. Турбонасосный агрегат 4, в свою очередь, содержит насос окислителя 5, насос горючего 6, дополнительный насос горючего 7 и основную турбину 8, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 4. Газогенератор 9 установлен под основной турбиной 8 соосно с турбонасосным агрегатом 4. Камера сгорания 2 содержит реактивное сопло 3, выполненное из двух оболочек 10 и 11 с зазором «Г» между ними, и головку 12 камеры сгорания 2. Внутри головки 12 камеры сгорания 2 установлены форсунки окислителя и горючего (не показано).
Двигатель содержит две сопловые насадки 13, выполненные по профилю как продолжение сопла 3 и имеющие возможность перемещения вдоль оси камеры сгорания 2 при помощи привода 14. Привод 14 может содержать один или несколько исполнительных механизмов 15. Предпочтительно (фиг.2) применить два исполнительных механизма 15, установленных симметрично по оси камер сгорания 2 между ними, или три, установленных по окружности (фиг.2), и соединить их механизмом синхронизации. Этот механизм может быть выполнен электрическим, или гидравлическим, или механическим (конструкция этого механизма не показана). Вдоль оси симметрии двигателя целесообразно установить направляющий цилиндр 16 с ограничителем хода 17 и демпфером 18 в нижней части (фиг.2).
Между сопловой насадкой 13 и соплом 3 установлено коническое высокотемпературное уплотнение 19.
Исполнительные механизмы могут быть, например, выполнены в виде пневмоцилиндров 20, имеющих штоки 21, соединенные с нижней силовой плитой 22. На нижней силовой плите 22 установлены и жестко закреплены на ней две сопловые насадки 13. Сами пневмоцилиндры 20 соединены с верхней силовой плитой 23. Пневмоцилиндры 20 трубопроводами 24 через клапана 25 соединены с баллоном сжатого газа 26. Вместо пневмоцилиндров возможно применение гидроцилиндров. В силовых плитах 22 и 23 для облегчения выполнены отверстия «Д».
Выход из насоса горючего 6 трубопроводом 27, содержащим клапан горючего 28, соединен с коллектором горючего 29, а выход из насоса окислителя 5 трубопроводом 30 соединен со входом газогенератора 9. Выход из дополнительного насоса 7 трубопроводом 31 соединен также со входом газогенератора 9.
На фиг.5 и 6 приведена конструкция стыка сопловой насадки 13 и сопла 3, при этом на фиг.5 приведена сопловая насадка 13, выполненная из графито-графитового композиционного материала, только верхнее кольцо 32 выполнено металлическим и может быть совмещено с нижней силовой плитой 22. Стыковка сопловой насадки 13 с нижней частью сопла 3 выполнена для обеспечения герметичности по конической поверхности конического высокотемпературного уплотнения 19, выполненного, например, из металлорезины. На фиг.6 приведена охлаждаемая сопловая насадка, которая содержит рубашку охлаждения, образованную зазором «Г», которая соединена гибкими трубопроводами 33 и 34 соответственно с выходом из насоса горючего 6 и с коллектором горючего 29. ЖРД содержит блок управления 35, который электрическими связями 36 содинен с приводом 14 и клапаном 28.
При запуске ЖРД с блока управления 35 подается сигнал на запуск двигателя (Средства воспламенения компонентов ракетного топлива в камерах сгорания и в газогенераторе на фиг.1…6 не показаны). Основная турбина 8 раскручивает ротор ТНА 4. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 5, насоса горючего 6 и дополнительного насоса горючего 7 возрастает. Окислитель и горючее поступают в камеры сгорания 2 и газогенератор 9. Двигатель запустился. После набора ракетой высоты блок управления 35 по электрическим связям 36 подает сигнал на исполнительные механизмы 15, которые перемещают сопловые насадки 13 в крайне нижнее положение. Длина сопла и степень расширения продуктов сгорания в нем увеличивается. Ограничитель хода 17 предотвращает чрезмерное выдвижение сопел 3, а демпфер 18 уменьшает ударные нагрузки на сопла 3 при выдвижении сопловых насадок 13 в крайне нижнее положение. Конические высокотемпературные уплотнения 19 предотвращают утечку горячих продуктов сгорания в зазоры между соплами 3 и сопловыми насадками 13. Продукты сгорания, вытекающие из сопла, дополнительно расширяются в сопловых насадках 13 до давления окружающей среды, создавая дополнительную силу тяги (до 10…15%) от номинальной силы тяги ЖРД без увеличения расхода топлива. Это приводит к улучшению удельных характеристик ЖРД на больших высотах.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить высокие технические характеристики ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.
2. Обеспечить надежную работу сопловой насадки при высоких температурах.
3. Исключить перекос и ударные нагрузки при выдвижении сопловых насадков в нижнее положение.
4. Обеспечить герметичность стыков сопловых насадков с соплами.
1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий две установленные на раме камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, один турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный под основной турбиной, отличающийся тем, что концентрично реактивным соплам на нижней силовой плите установлены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла, нижняя силовая плита выполнена с возможностью перемещаться вдоль продольной оси двигателя по направляющему цилиндру, установленному перпендикулярно верхней силовой плите, соединенной с камерами сгорания, при помощи привода.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что сопловые насадки выполнены из углерод-углеродного композиционного материала.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что сопловые насадки выполнены охлаждаемыми и содержат рубашки охлаждения, установленные концентрично сопловым насадкам, с образованием зазоров, полости которых гибкими трубопроводами подсоединены к насосу горючего и топливному коллектору горючего.
4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, или 3, отличающийся тем, что привод содержит исполнительный механизм.
5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, или 3, отличающийся тем, что привод содержит не менее двух исполнительных механизмов.
6. Жидкостный ракетный двигатель по п.5, отличающийся тем, что исполнительные механизмы размещены равномерно по окружности вокруг сопла.
7. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, или 3, отличающийся тем, что в качестве исполнительного механизма применен пневмоцилиндр.
8. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, или 3, отличающийся тем, что в качестве исполнительного механизма применен гидроцилиндр.
www.findpatent.ru
На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованной в 1903 году. Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Роберт Годдард в 1926 году. Аналогичные разработки в 1931—1933 годах проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера. Эти работы были продолжены в организованном в 1933 году РНИИ. После некоторых неудач ведущие конструкторы С. П. Королёв и В. П. Глушко были репрессированы, как «вредители». В 1939 году были произведены лётные испытания крылатой ракеты 212 с двигателем ОРМ-65.
Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX века добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль, Гельмут Вальтер, Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2, зенитных «Вассерфаль», «Шметтерлинг», «Рейнтохтер R3». В Третьем рейхе к 1944 году фактически была создана новая отрасль индустрии — ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера, в то время как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.
По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.
В 1957 году в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7, оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108, на тот момент самыми мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко. Эта ракета была использована как носитель первых в мире искусственных спутников Земли, первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.
В 1969 году в США был запущен первый космический корабль серии «Аполлон», выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем «Сатурн-5», первая ступень которой была оснащена 5 двигателями F-1. F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170, разработанному КБ «Энергомаш» в Советском Союзе в 1976 году.
В настоящее время ЖРД широко используются в космических программах. Как правило, это двухкомпонентные ЖРД с криогенными компонентами. В военной технике ЖРД применяются относительно редко, преимущественно на тяжёлых ракетах. Чаще всего это двухкомпонентные ЖРД на высококипящих компонентах.
В 2014 году в ЦСКБ «Прогресс» предложили для запуска сверхтяжёлых ракет разработать новый жидкостный ракетный двигатель, который будет использовать в качестве топлива «СПГ + жидкий кислород»[1].
ru.wikiredia.com
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом окислителя, соединенный газоводом с камерой сгорания, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной и газогенератор горючего, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводом, содержащим пусковой клапан с выходом из основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя. Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД и обеспечение его многократного запуска. 16 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, преимущественно первых ступеней ракет и направлено на улучшение управления ракетой, на которой он установлен, и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета, точности попадания, неуязвимости и т.д.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г, который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.
Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов, регуляторов и обвязывающих трубопроводов и как следствие большой вес, низкая надежность, а также проблемы при запуске и выключении двигателя.
Известен ЖРД, содержащий камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, таже он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.
Недостатками этой конструкции является следующее.
1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200…250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. киловатт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины.
2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.
3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.
4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.
Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требует иметь мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).
Задачей создания изобретения является улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и обеспечение многоразового запуска ЖРД, в первую очередь ЖРД первых ступеней ракет.
Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной, и газогенератор горючего, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводами, содержащими пусковые клапаны с выходами из основной турбины и второй основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.
Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, два верхних коллектора в верхней части цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из второго верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторе установлено, по меньшей мере, по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторах одинаковое, в системе управления выполнен коммутатор, соединенный электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств. К пусковой турбине присоединен как минимум один внешний баллон воздуха высокого давления трубопроводом высокого давления через клапан. Жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты и камера сгорания могут быть установлены в одной плоскости симметрично относительно продольной оси камеры сгорания и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса. На камере сгорания может быть выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.
Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.
Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.
Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…6, где
- на фиг.1 приведена схема ЖРД,
- на фиг.2 приведена схема ЖРД многоразового запуска,
- на фиг.3 приведена схема коммутации запальных устройств,
- на фиг.4 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,
- на фиг.5 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,
- на фиг.6 приведена схема системы управления по углу крена.
Жидкостный ракетный двигатель ЖРД (фиг.1…6) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3 и турбонасосный агрегат горючего 4, закрепленные на камере сгорания 1 при помощи тяг 5.
Камера сгорания 1 (фиг.1) содержит головку 6 и цилиндрическую часть 7, сопло 2 содержит сужающуюся часть 8 и расширяющуюся часть 9 с нижним коллектором 10. На камере сгорания 1 выполнены два верхних коллектора соответственно первый 11 и второй 12.
Как сужающаяся 8, так и расширяющаяся 9 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки: внутреннюю стенку 13 и наружную стенку 14 с зазором 15 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 15 сообщается с полостью нижнего коллектора 10.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит основную турбину 16, насос окислителя 17, дополнительный насос окислителя 18, пусковую турбину 19, к которой присоединена выхлопная труба 20. Соосно с ТНА окислителя 3 установлен и закреплен газогенератор окислителя 21, который газоводом 22 соединен с головой 6 камеры сгорания 1. Газовод 22 может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами для минимизации потерь давления «кислого» газа. ТНА окислителя 3 имеет установленный на его валу 23 датчик частоты вращения 24.
Турбонасосный агрегат горючего 4 содержит основную турбину 25, насос горючего 26, вторую пусковую турбину 27, к которой присоединена выхлопная труба 28. Соосно с ТНА горючего 4 установлен и закреплен газогенератор горючего 29, который трубопроводом газифицированного горючего 30 соединен с первым верхним коллектором 11 камеры сгорания 1. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным для минимизации потерь давления в нем. ТНА горючего 4 имеет установленный на валу 31 датчик частоты вращения 32.
Внутри камеры сгорания 1 (фиг.1) выполнены наружная плита 33, средняя плита 34 и внутренняя плита 35 с зазорами (полостью) между ними 36 и 37. Полость 36 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 11, полость 37 - с полостью второго верхнего коллектор 12. Внутри головки 6 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 38 и форсунки горючего 39. Форсунки окислителя 38 сообщают полость 40 с внутренней полостью 41 камеры сгорания 1. Форсунки горючего 39 сообщают полость 37 с внутренней полостью 41.
К нижнему коллектору 10 подключен трубопровод горючего 42, на котором установлен первый клапан горючего 43, вход которого трубопроводом горючего 42 соединен с выходом насоса горючего 26. Выход из второго верхнего коллектора 11 соединен топливопроводом высокого давления 44, содержащим клапан высокого давления горючего 45, с газогенератором горючего 29, конкретно с его коллектором 46. Выход из насоса горючего 26 трубопроводом 47, содержащим регулятор расхода горючего 48 с приводом 49 и клапан горючего высокого давления 50, соединен с газогенератором окислителя 21. Выход из насоса окислителя 17 трубопроводом окислителя 51 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 18 и трубопроводом окислителя 52 через клапан окислителя 53 соединен с газогенератором окислителя 21. К газогенератору горючего 29 подключен трубопровод окислителя 54, содержащий регулятор расхода окислителя 55 с приводом 56 и второй клапан окислителя 57. Дополнительный насос окислителя 18 перекачивает 7…10% от всего расхода окислителя с очень высоким давлением.. Насос горючего 26 создает очень высокое давление (до 1000…1200 атм для всего расхода горючего, что достигается применением многоступенчатого насоса (на фиг.1 приведен насос горючего 26 с двумя ступенями, но возможно применение 3-х и более ступеней насоса).
Газогенератор окислителя 21 имеет внутреннюю кольцевую полость 58 и размещен между первой основной турбиной 16 и насосом окислителя 17. Газогенератор окислителя 17 имеет форсунки окислители и горючего, соответственно 59 и 60, газогенератор горючего 29 - тоже форсунки окислителя и горючего 61 и 62. На головке 6 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 63 (фиг.1 и 2), на газогенераторе окислителя 21 - запальные устройства 64 (пирозапальники с электровоспламенением или химические средства воспламенения), на газогенераторе горючего 29 - запальные устройства 65.
Особенностью заявляемого ЖРД является то, что выполнено как минимум по две группы запальных устройств 63…65 на камере сгорания 1 и на газогенераторах 21 и 29. Далее для примера описан ЖРД, который может быть запущен три раза: один - на земле при помощи первой группы запальников (серая тонировка на фиг.3) и два - в полете.
На ЖРД установлен бортовой компьютер 66, к которому электрическими связями 67 присоединены все клапаны и регуляторы, а также запальные устройства.
ЖРД содержит источник электроэнергии 68, который силовым кабелем 69 соединен с коммутатором 70, выполненным с возможностью переключения групп запальных устройств 63…65 на камере сгорания 1 и газогенераторах 21 и 29 (соответственно числу планируемых запусков ЖРД).
К бортовому компьютеру 66 электрическими связями 67 подключены коммутатор 70 и первый клапан горючего 43, второй клапан горючего 50, клапан окислителя 53, привод 49 регулятора расхода горючего 48, клапан высокого давления горючего 47, второй клапан горючего 50, привод 56 регулятора расхода окислителя 55 и клапан высокого давления окислителя 57, а также запальные устройства 63…65 и датчики частоты вращения 24 и 32.
На газоводе 22 на оси камеры сгорания 1 установлен центральный шарнир подвески 71, который может быть выполнен либо цилиндрическим, либо сферическим. Это обеспечит качание ЖРД или в одной или в двух плоскостях для управления вектором тяги. Для обеспечения управления вектором тяги к камере сгорания 1 прикреплено силовое кольцо 72 с одной или двумя парами цапф 73 (фиг.1, 3 и 4).
ЖРД содержит внешний баллон сжатого воздуха (газа) 74, с которым соединен внешним трубопроводом высокого давления 75, имеющим клапан 76, быстроразъемное соединение 77, бортовой трубопровод 78, имеющий обратный клапан 79. Бортовой трубопровод 78 соединен с входным корпусом 80 пусковой турбины 19. Вторая пусковая турбина содержит корпус-газогенератор 81, имеющий форсунки окислителя и горючего, соответственно 82 и 83.
К корпусу-газогенератору 81 второй пусковой турбины 27 присоединен трубопровод 84 с клапаном 85, другой конец которого подсоединен к выходу из основной турбины 16. Также к корпусу-газогенератору 81 присоединен трубопровод 86 с клапаном 87. Это является одной из особенностей заявленного ЖРД. Применение такой схемы, обеспечивающей очень высокую температуру продуктов сгорания на входе во вторую пусковую турбину 27 позволит получить большую мощность второй пусковой турбины 27 при меньшем расходе через нее рабочего тела, т.е. улучшить весовые характеристики ЖРД.
Кроме того, к пусковой турбине 19 (фиг.2) может быть присоединен, по меньшей мере один трубопровод высокого давления 88, содержащий клапан 89 и бортовой баллон сжатого воздуха 90. Это выполнено для обеспечения его многократного запуска ЖРД в полете.
Такая схема обеспечивает многоразовое включения ЖРД и обеспечение его первого запуска от внешних баллонов сжатого воздуха. Кроме того, это уменьшит вес ЖРД и ракеты, на которой он установлен. Под внешним расположением подразумевается установка баллонов сжатого воздуха (газа) и соответствующих трубопроводов на земле или на орбитальной станции при запуске ракеты с нее. На фиг.1 приведена линия разъема.
К коллектору горючего 10 может подключен продувочный трубопровод 91 с клапаном продувки 92. Клапан продувки 92 электрической связью 67 соединен с бортовым компьютером 66.
Центральный шарнир 71, выполненный на газоводе 22 на продольной оси камеры сгорания 1, закреплен на силовой раме 93. К силовой раме 93 прикреплены приводы качания 94. В качестве привода качания 94 целесообразно использовать пневмоцилиндр 95 (или гидроцилиндр), который крепится к силовой раме 93 и к цапфам 73 либо цилиндрическими шарнирами 96 (фиг.3), либо сферическими шарнирами 97 - фиг.4.
Газогенератор окислителя 21 может быть установлен между первой основной турбиной 16 и насосом окислителя 17. Газогенератор горючего 29 может быть установлен над второй основной турбиной 25. Боковая стенка 98 газогенератора горючего 29 может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю 99 и внешнюю 100 оболочки с зазором 101 между ними.
Выход насоса окислителя 16 трубопроводом 102 соединен с входом в дополнительный насос окислителя 18 (фиг.1 и 2).
ЖРД оборудован системой управления по углу крена (фиг.6) и содержит не менее двух блоков сопел крена 103 с оппозитно установленными соплами крена 104 и два трехходовых крана 105 и 106. Питание кислым газом блоков сопел крена 103 осуществляется при помощи трубопровода 107, вход которого соединен с трубопроводом 84, а выход с входом в трехходовой кран 106. Трубопровод 107 содержит сильфон 108. К выходу из трехходового крана 105 присоединены два трубопровода 109, другие концы которых соединены с парой сопел крена 104. Питание газифицированным горючим блоков сопел крена 103 осуществляется при помощи трубопровода 110, вход которого соединен с трубопроводом 84, а выход с входом в трехходовой кран 106. Трубопровод 110 содержит сильфон 111. К выходу из трехходового крана 106 присоединены два трубопровода 112, другие концы которых соединены с парой сопел крена 104.
Первый запуск ЖРД осуществляется следующим образом.
Открывают клапан 76 и сжатый воздух(газ) из внешнего баллона сжатого воздуха 74 по внешнему трубопроводу 78 поступает в первую и вторую пусковые турбины 19 и 27 и раскручивает валы 23 и 31. Датчики частоты вращения 24 и 32 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают первый клапан горючего 43, клапан окислителя 53, клапан высокого давления горючего 45, второй клапан горючего 50, клапан высокого давления окислителя 57. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 21 и 29. Потом с бортового компьютера 66 по линии связи 67 подают сигнал на коммутатор 70 и он подает напряжение по силовому кабелю 69 на запальные устройства 63…65 первых групп. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторах 21 и 29, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором - с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 41, где воспламеняются при помощи запальных устройств 63. Горючее перед этим нагревается в зазоре 15, охлаждая внутреннюю стенку 13 сопла 2 и его температура повышается до 700…900°С в газогенераторе горючего 29, но уменьшается до 300…500°С во второй основной турбине 25.
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляет регулятор расхода горючего 48 и регулятор расхода окислителя 55 синхронно при помощи приводов 48 и 56, используя сигналы с компьютера 66, передаваемые по электрическим связям 67.
Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания 94. Приводы качания могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух ТНА 3 и 4 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3 и 4 и вращение валов 23 и 31 в разные стороны повышают точность управления ракетой, так как исключают влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.
Управление ракетой по углам крена осуществляется при помощи двух трехходовых кранов 105 и 106, переключением подачи компонентов ракетного топлива на одно из двух сопел крена 104 блока сопел крена 103 (фиг.6).
Схема ЖРД обеспечивает его многократное включение, на фиг.1 и 2 приведен пример ЖРД, выполненного с возможностью трехкратного включения.
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 92 и инертным газом продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.
Применение изобретения позволит следующее.
Значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес, за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, более высокое давление в камере сгорания и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания.
Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.
Многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что пока не принято в мировой практике ракетостроения.
Уменьшить вес ЖРД за счет применения для работы второй пусковой турбины высокотемпературных продуктов сгорания.
Улучшить управляемость вектором тяги за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения двух ТНА, имеющих вес соизмеримый с весом камеры сгорания, и обеспечить эффективное, надежное и с минимальным расходом компонентов ракетного топлива управление по углам крена.
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения приоритета в мирном освоении космоса и обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции в 5…10 раз, при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности.
1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий, в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, отличающийся тем, что он дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной и газогенератор горючего, газогенератор горючего конструктивно совмещен с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводами, содержащими пусковые клапаны с выходами из основной турбины и второй основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, два верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из второго верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с первым верхним коллектором.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания и газогенераторе установлено по меньшей мере по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторах одинаковое, в системе управления выполнен коммутатор, соединенный электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств.
4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что к пусковой турбине присоединены как минимум один баллон воздуха высокого давления с трубопроводом и клапаном.
5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания.
6. Жидкостный ракетный двигатель по п.5, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим.
7. Жидкостный ракетный двигатель по п.5, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.
8. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером.
9. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты и камера сгорания установлены в одной плоскости симметрично относительно продольной оси камеры сгорания и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания.
10. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.
11. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса.
12. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.
13. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя.
14. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной.
15. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами.
16. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.
17. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.
www.findpatent.ru
