Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим преимущественно на водороде и кислороде, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д.
Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2183759, МПК F02K 9/28, опубл. 20.06.2002 г. Этот кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в транспортных космических системах. Двигатель включает камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты. Кислородный насос одного турбонасосного агрегата снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием. Водородный насос другого турбонасосного агрегата снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. Выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода. Изобретение позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя и уменьшить его габариты при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого турбонасосного агрегата.
Недостатком является невозможность реализовать двигатель с давлением в камере сгорания более 250 кгс/см2 из-за того, что давление водорода, имеющего очень низкую плотность, не может быть повышено до 800-1000 кгс/см2 даже в многоступенчатом насосе.
Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2129222, МПК F02K 9/28, опубл. 20.04.1999 г. - прототип. Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, основной и вспомогательный турбонасосные агрегаты, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. Основной турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу главный кислородный насос, дополнительный кислородный насос, водородный насос и турбину. Вспомогательный турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу водородный насос и турбину. Главный кислородный насос соединен трубопроводом с головкой камеры. Дополнительный насос своим выходом соединен трубопроводами с головкой газогенератора и со входом гидравлической турбины кислородного бустерного насосного агрегата. Выход водородного насоса основного турбонасосного агрегата соединен с головкой газогенератора. Входы и выходы турбин основного и вспомогательного агрегатов соединены трубопроводами соответственно с выходом газогенератора и с головкой камеры. Выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов соединены со входом соответствующих насосов основного и вспомогательного турбонасосных агрегатов. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного агрегатов выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен с головкой камеры. Для повышения давления в камере с использованием для привода турбин водорода, протекающего через охлаждающий тракт камеры, выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного агрегата установлен параллельный кислородный насос. Использование изобретения улучшает энергомассовые характеристики двигательной установки с кислородно-водородными двигателями за счет увеличения тяги двигателей.
Недостатки этой конструкции следующие:
1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200…250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины. Кроме того, учитывая, что в качестве второго горючего чаще всего применяют водород, имеющий очень низкую плотность, для повышения давления второго горючего необходимо применить 10…15 и более ступеней насоса. При этом габариты ТНА (длина) значительно превысят габариты (преимущественно длину) камеры сгорания. Это создаст непреодолимые трудности при компоновке ЖРД и при управлении вектором тяги.
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 значительное улучшение удельных характеристик кислородно-водородного ЖРД, повышение его надежности, улучшение управляемости и уменьшение экономических затрат на запуск ракет, на которых этот ЖРД установлен.
Решение указанных задач достигнуто в кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, отличающемся тем, что он дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегаты окислителя и водорода имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.
Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три 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, а выход из насоса ТНА горючего - с входом в насос горючего дополнительного ТНА горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором.
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир выполнен сферическим. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси, камеры сгорания разнесены на 90° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса. На камере сгорания выполнено верхнее силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги. Газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной. Газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Водородный жидкостный ракетный двигатель содержит, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха с дополнительным трубопроводом высокого давления, дополнительный пусковой клапан. Крепление всех ТНА может быть выполнено к нижнему силовому кольцу, которое выполнено на сопле, при помощи тяг с шарнирами. Крепление всех ТНА может быть выполнено к расширяющейся части сопла. Крепление всех ТНА может быть выполнено к критической части сопла.
Крепление всех ТНА может быть выполнено парами тяг.
Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…18, где
- на фиг.1 приведена упрощенная пневмо-гидравлическая схема кислородно-водородного ЖРД,
- на фиг.2 приведена пневмо-гидравлическая схема ЖРД,
- на фиг.3 приведена конструктивная схема кислородно-водородного ЖРД,
- на фиг.4 приведена конструкция камеры сгорания,
- на фиг.5 приведен ТНА окислителя,
- на фиг.6 приведен ТНА горючего (водорода),
- на фиг.7 приведен первый дополнительный ТНА горючего,
- на фиг.8 приведен второй дополнительный ТНА горючего,
- на фиг.9 приведена схема наземного запуска,
- на фиг 10 приведена система многократного запуска ЖРД,
- на фиг.11 приведен вид в плане,
- на фиг.12 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,
- на фиг.13 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,
- на фиг.14 приведена электрическая схема ЖРД,
- на фиг.15 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,
- на фиг.16 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,
- на фиг.17 приведена схема крепления всех ТНА, установленных под углом,
- на фиг.18 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг.
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…18) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат горючего 4 и, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Для примера приведен кислородно-водородный ЖРД с двумя дополнительными ТНА горючего, первый дополнительный ТНА горючего 5 и второй турбонасосный агрегат горючего 6.
Камера сгорания 1 (фиг.1…4) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8, и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора, соответственно первый 12 и второй 13, и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат (фиг.2) две стенки; внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11.
Краткое описание всех ТНА
Как указано ранее предложенный двигатель содержит четыре ТНА 3…6 (фиг.1 и 2). Приведено краткое описание конструкции этих турбонасосных агрегатов - ТНА, более подробное описание турбонасосных агрегатов будет выполнено далее. ТНА окислителя 3 содержит основную турбину 18, встроенный в ТНА газогенератор 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21 и первую пусковую турбину 22.
ТНА горючего 4 содержит встроенный газогенератор первого горючего 23, вторую основную турбину 24, насос первого горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.
Первый дополнительный ТНА горючего 5 содержит третью основную турбину 27, первый насос второго горючего 29 и третью пусковую турбину 29. Второй дополнительный ТНА водорода 6 содержит четвертую основную турбину 30, насос горючего 31 и четвертую пусковую турбину 32.
Предложенный ЖРД работает на двух компонентах ракетного топлива:
- окислителе, жидком кислороде - «О»,
- водороде «Г».
Все компоненты ракетного топлива хранятся в топливных баках.
Горючее (водород) хранится в баке горючего 33 и подводится к соответствующему ТНА горючего 4 при помощи трубопровода горючего 34, содержащего ракетный клапан горючего 35. К баку горючего 33 в верхней части присоединен трубопровод наддува 36 с клапаном наддува 37.
Окислитель (кислород) хранится в баке окислителя 38, который трубопроводом окислителя 39, содержащим ракетный клапан окислителя 40, соединен с ТНА окислителя 4. К верхней части бака окислителя 38 присоединен трубопровод наддува 41 с клапаном наддува 42.
Основной особенностью предложенного кислородно-водородного ЖРД является то, что все насосы всех ТНА горючего, в приведенном примере ТНА 4…6, соединены последовательно по линии жидкого водорода, а все основные турбины всех ТНА горючего 4…6 соединены последовательно по линии газифицированного водорода.
Соединение насосов 25 и 28 ТНА 4 и 5 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 43, а соединение насосов 28 и 31 ТНА 5 и 6 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 44.
К выходу из насоса горючего 31 параллельно присоединены три системы:
- система охлаждения сопла 2, т.е. выход из насоса горючего 31 трубопроводом 45, содержащим клапан 46, соединен с нижним коллектором 11 для обеспечения охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1;
- система питания камеры сгорания жидким горючим, а именно выход из насоса горючего 31 трубопроводом 47, содержащим клапан 48, соединен с первым верхним коллектором 12;
- система питания горючим ТНА окислителя 3, которая содержит подсоединенный к выходу из насоса 31 трубопровод 49 с регулятором расхода горючего 50, имеющим привод 51, и клапаном 52 присоединен ко входу в газогенератор окислителя 19.
Система питания горючим (водородом) газогенератора горючего 23 выполнена последовательно с системой регенеративного охлаждения сопла 2. Она содержит трубопровод 53 с клапаном 54. Вход трубопровода 53 соединен с третьим верхним коллектором 14. Выход трубопровода 53 присоединен к входу в газогенератор горючего 23.
Выход газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24, а выход из второй основной турбины 24 газоводом 55 соединен с входом в третью основную турбину 27, выход из нее газоводом 56 соединен со входом в четвертую основную турбину 30, а выход их четвертой основной турбины 30 газоводом 57, содержащим клапан 58, соединен со вторым верхним коллектором 13.
Выход из первой основной турбины 18 газоводом 59 соединен с полостью 60 головки 7 камеры сгорания 1 для подачи «кислого» газа, т.е. продуктов сгорания с избытком окислителя в камеру сгорания 1 на всех режимах работы ЖРД.
Для обеспечения работоспособности газогенератора окислителя 19 он имеет системы подачи в него окислителя и горючего. Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу окислителя 61, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 62 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата горючего 4 и первого дополнительного ТНА горючего 5. Для питания газогенератора окислителя 19 горючим, как отмечалось ранее насос горючего 31 трубопроводом 49, содержащим регулятор расхода 50 с приводом 51 и клапан 52, соединен с газогенератором окислителя 19.
Газогенератор горючего 23 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25, как отмечалось ранее, трубопроводом горючего 53, содержащим клапан 54, соединен с газогенератором горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 63, содержащим регулятор расхода окислителя 64 с приводом 65 и клапан 66, соединен с газогенератором горючего 23. Выход из газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24.
Камера сгорания
Далее более подробно описана конструкция камеры сгорания 1 (фиг.4). Внутри камеры сгорания 1 (фиг.3) выполнены верхняя плита 67, средняя плита 68 и внутренняя плита 69 с зазорами (полостью) между ними 70 и 71. Выше верхней плиты 67, как упоминалось раньше, выполнена полость 60. Полость 70 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 71 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки кислого газа 72, форсунки жидкого горючего 73 и форсунки газифицированного горючего 74. Форсунки кислого газа 72 сообщают полость 60 с внутренней полостью 75 камеры сгорания 1. Форсунки жидкого горючего 73 сообщают полость 70 с внутренней полостью 75, форсунки газифицированного горючего 74 сообщают полость 71 с внутренней полостью 75. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 76.
На газоводе 59, на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 77, содержащий неподвижную часть 78 и подвижную часть 79. Центральный шарнир 77 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 77 закреплен на силовой раме 80, которая установлена внутри корпуса ракеты 81 (фиг.1 и 2). Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 82. В качестве привода 82 может быть использован гидроцилиндр 83, который при помощи шарнира 84 с одной стороны присоединен к силовой раме 80, а с другой - при помощи шарнира 85 на верхнем силовом кольце 86. Верхнее силовое кольцо 86 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 83 присоединена гидостанция 87. На головке 7 установлено запальное устройство 88.
Система продувки содержит баллон инертного газа 89, который трубопроводом 90, содержащим клапан 91, соединен с нижним коллектором 11. Подробное описание турбонасосных агрегатов.
Далее приведено более подробное описание всех четырех ТНА 3…6 (Фиг.5…8).
Всего в схеме ЖРД приведено четыре ТНА различной конструкции:
- турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3,
- турбонасосный агрегат горючего 4,
- первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5,
- второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего 6.
Турбонасосный агрегат окислителя.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.5), как упоминалось ранее, содержит первую основную турбину 18, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 20, первую пусковую турбину 22. Первая основная турбина 18 содержит входной корпус 92 с полостью 93, сопловой аппарат 94, рабочее колесо 95, выходной корпус 96 с полостью 97 и выходным обтекателем 98.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 99, установленный на опорах 100, 101 и 102, на нем установлен первый датчик частоты вращения 103. Газогенератор окислителя 19 (фиг.4) содержит боковую стенку 104, выполненную из двух оболочек: внутренней 105 и внешней 106 с зазором 107 между ними. На боковой стенке 104 выполнен коллектор 108, полость которого сообщается с зазором 107. Газогенератор окислителя 19 содержит головку 109 с полостью 110 и форсунки окислителя и горючего, соответственно 111 и 112. Форсунки окислителя 111 сообщают полость 110 с внутренней полостью 113, а форсунки горючего 112 сообщают полость 114, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 19 над его головкой 109 и соединена с зазором 107 - с внутренней полостью 113. Между газогенератором окислителя 19 и валом 99 выполнена изоляция 115. Газогенератор окислителя 19 имеет запальное устройство 116. К газогенератору окислителя 19, конкретно к полости 110 внутри головки 109 присоединен трубопровод окислителя 63. Другой конец трубопровода окислителя 61 соединен с выходом из насоса окислителя 20.
Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу 61, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 62 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата первого горючего 4 и первого ТНА второго горючего 5.
Для подачи окислителя в газогенератор горючего 23 выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 61, содержащим регулятор расхода окислителя 64 с приводом 65 и клапан 66, соединен с газогенератором горючего 23. К газогенератору окислителя 19, конкретно к коллектору 108 присоединен трубопровод горючего 49, содержащий регулятор расхода горючего 50 с приводом 51 и клапан горючего 52, другой конец подсоединен к второму турбонасосному агрегату горючего 6, конкретно - выходу из насоса горючего 31.
Первая пусковая турбина 22 содержит входной корпус 117 с полостью 118, сопловой аппарат 119, рабочее колесо 120, выходной корпус 121 с полостью 122. К выходу из пусковой турбины 18 присоединена выхлопная труба 123. К входному корпусу 121 первой пусковой турбины 22 присоединен трубопровод высокого давления 124 с первым пусковым клапаном 125.
Турбонасосный агрегат горючего.
Турбонасосный агрегат горючего 4 (фиг.6), как было приведено ранее, содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.
Газогенератор горючего 23 установлен соосно с ТНА горючего 4 над второй основной турбиной 24. Газогенератор горючего 23 (фиг.6) содержит боковую стенку 126, выполненную из двух оболочек: внутренней 127 и внешней 128 с зазором 129 между ними. На боковой стенке 126 выполнен коллектор 130. Газогенератор горючего 23 содержит головку 131 с полостью 132 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 133 и 134 соответственно и полость 135 между ними, а также форсунки окислителя и жидкого горючего, соответственно 136 и 137. Форсунки окислителя 136 сообщают полость 132 с внутренней полостью 138, а форсунки жидкого горючего 137 сообщают полость 135, которая соединена с зазором 129 с внутренней полостью 138. Газогенератор горючего 23 имеет запальное устройство 139. ТНА 4 имеет вал 140, установленный на опорах 141, 142 и 143. На валу 140 установлен второй датчик частоты вращения 144.
Вторая основная турбина 24 содержит входной корпус 145 с полостью 146, сопловой аппарат 147, рабочее колесо 148, выходной корпус 149 с полостью 150.
Вторая пусковая турбина 26 содержит входной корпус 151 с полостью 152, сопловой аппарат 153, рабочее колесо 154, выходной корпус 155 с полостью 156. К выходу из второй пусковой турбины 26 присоединена выхлопная труба 157. К входному корпусу 151 второй пусковой турбины 26 присоединен трубопровод высокого давления 158 с вторым пусковым клапаном 159.
ТНА горючего 4 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 160, выполненное внутри вала 140, и радиальные отверстия 161 и 162, выходящие соответственно в полости 163 и 164.
Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5 (фиг.7), как было указано ранее, содержит третью основную турбину 27, насос горючего 31 и третью пусковую турбину 29.
Третья основная турбина 27 содержит, в свою очередь, входной корпус 165 с полостью 166, сопловой аппарат 167, рабочее колесо 168, выходной корпус 169 с полостью 170 и выходным обтекателем 171.
Третья пусковая турбина 29 содержит входной корпус 172 с полостью 173, сопловой аппарат 174 и рабочее колесо 175, выходной корпус 176 с полостью 177 и раскручивающим аппаратом 178. К третьей пусковой турбине 29 присоединена выхлопная труба 179.
ТНА 5 имеет вал 180, установленный на опорах 181, 182 и 183. На валу 180 установлен третий датчик частоты вращения 184.
ТНА горючего 5 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 185, выполненное внутри вала 180, и радиальные отверстия 186 и 187, выходящие соответственно в полости 188 и 189.
Система запуска третьей пусковой турбины содержит трубопровод высокого давления 190 и третий пусковой клапан 191.
Второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Второй дополнительный ТНА горючего 6 (фиг.8), как упоминалось ранее, содержит четвертую основную турбину 30, второй насос второго горючего 31 и четвертую пусковую турбину 32. Четвертая основная турбина 30 содержит, в свою очередь, входной корпус 192 с полостью 193, входной обтекатель 194, сопловой аппарат 195, рабочее колесо 196, спрямляющий аппарат 197, выходной корпус 198 с полостью 199.
Кроме того, второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит насос горючего 31, четвертую пусковую турбину 32 с входным корпусом 200 с полостью 201, сопловой аппарат 202, рабочее колесо 203, спрямляющий аппарат 204, выходной корпус 205 с полостью 206 и выходным обтекателем 207. К выходному корпусу 207 присоединена выхлопная труба 208. Второй дополнительный ТНА горючего 6 имеет вал 209. Вал 209 установлен на опорах 210 и 211. На валу 209 этого ТНА установлен четвертый датчик частоты вращения 212. ТНА 6 оборудован системой охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит выполненное внутри вала осевое отверстие 213 и радиальные отверстия 214 и 215. Эти отверстия сообщают осевое отверстие 213 с полостями 216 и 217, в которых установлены опоры 210 и 211.
Для ускорения и стабилизации процесса запуска второго дополнительного ТНА горючего 6 предназначена четвертая пусковая турбина 32, которая работает на сжатом воздухе (газе), который трубопроводом высокого давления 218, содержащим бортовой пусковой клапан 219, соединен с входным корпусом 200, точнее с полостью 201 четвертой пусковой турбины 32.
Система запуска ЖРД
Для запуска предложенного ЖРД, особенно, если он установлен на первой ступени ракеты, целесообразно использовать наземную систему запуска, содержащую наземный баллон 220, наземный трубопровод 221, наземный клапан 222, быстроразъемное соединение 223 и обратный клапан 224 (фиг.10). Быстроразъемное соединение 223 выполнено на торце ракеты (линия разъема), а обратный клапан 224 - на ракете.
Система повторного запуска ЖРД
ЖРД может быть оборудован системой повторного запуска, которая содержит дополнительный баллон 225, дополнительный трубопровод 226 с дополнительным клапаном 227, подключенным к трубопроводам высокого давления 124, 158, 190 и 218 (фиг.9).
Система продувки ЖРД
Система продувки ЖРД приведена на фиг.2 и содержит, как упоминалось ранее, баллон инертного газа 89, к которому присоединены трубопроводы продувки 90 с клапаном продувки 91. Трубопровод продувки 91 присоединен к нижнему коллектору 11. Система продувки обеспечивает продувку магистралей горючего.
Система управления ЖРД
На ЖРД установлен бортовой компьютер 228 (фиг.1 и 11), к которому электрическими связями 229 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также все запальные устройства. К бортовому компьютеру 228 электрическими связями 229 (фиг.11) подключены:
- пусковые клапаны 125, 159, 191, 219 и 227,
- запальные устройства 116 и 139,
- ракетные клапаны 35 и 40,
- клапаны 37, 42, 46, 48, 52, 54, 58 и 66,
- привод 54 регулятора расхода горючего 53, привод 51 регулятора расхода окислителя 50, привод 65 регулятора расхода окислителя 56,
- датчики частоты вращения 113, 144, 184 и 212.
Крепление турбонасосных агрегатов
Крепление всех ТНА 3…6 выполнено при помощи тяг. 230…233 соответственно (фиг.13…16). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.15) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10), фиг.16, выполнен нижний силовой пояс 234, к которому крепятся при помощи шарниров 235 тяги 230…233. К ТНА 3…6 тяги 230…233 крепятся при помощи шарниров 236. ТНА 3…6 могут быть установлены параллельно продольной оси камеры сгорания (фиг.15 и 16) или под углом к ней (фиг.17). При этом все ТНА 3…6 могут быть установлены под одинаковыми углами к оси камеры сгорания. Возможно крепление всех ТНА при помощи пар тяг (фиг.18).
Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений в ТНА 3…6 на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.
Работа ЖРД
1. Запуск ЖРД
Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.
Открывают клапаны наддува 37 и 42, включают наддув, потом открывают ракетные клапаны 33 и 40 (фиг.1 и 2). Окислитель и горючее из баков 35 и 38 поступают во все ТНА 3…6.
Открывают пусковые клапаны 222, 125, 159, 191 и 219 (фиг.14) и сжатый воздух (газ) из наземного баллона сжатого воздуха 220 (фиг.10) по трубопроводам 218, 124, 158 и 190 поступает в первую, вторую, третью и четвертую пусковые турбины 22, 26, 29 и 32 и раскручивает валы 99, 140, 180 и 209. Датчики частоты вращения 103, 144, 184, и 212 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 42, 48, 52 и 54. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 19 и 23. Потом с бортового компьютера 228 по линии связи 229 подают сигнал на запальные устройства 88, 116 и 139. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в двух газогенераторах 19 и 23, 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 75, где воспламеняются при помощи запальных устройств 76. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2 до 100…200°С. В дальнейшем температура продуктов неполного сгорания горючего повышается до 1200…1500°С в газогенераторе горючего 23, но уменьшается до 900…1000°С сначала в третьей основной турбине 27, потом в четвертой основной турбине 30. Тем не менее, энергетического потенциала продуктов неполного сгорания второго горючего (т.е. с избытком горючего) будет вполне достаточно для привода третьей и четвертой основных турбин 27 и 30.
2. Регулирование ЖРД
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют - привод 51 регулятора расхода горючего 50, привод 65 регулятора расхода окислителя 64, используя заранее запрограммированные сигналы с компьютера 228, передаваемые по электрическим связям 229.
Применение двух и боле турбонасосных агрегатов горючего позволит повысить давление в камере сгорания. Это можно считать самым существенным преимуществом предложенной схемы по сравнению с прототипом.
4. Управление вектором тяги
Управление вектором тяги осуществляется посредством поворота камеры сгорания 1 относительно центрального шарнира 77 при помощи привода (приводов) качания 82. Приводы качания 82 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух пар ТНА 3…6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3…6 и вращение пар валов 99, 140, 180 и 209 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.
5. Выключение ЖРД
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 91 и инертным газом их баллона 89 продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.
6. Повторное включение
Для повторного включения открывают дополнительный пусковой клапан 227 и сжатый воздух по дополнительному трубопроводу 226 из дополнительного баллона 223 подается в пусковые турбины 22, 26, 29 и 32, которые раскручивают ТНА 3…6 (фиг.9).
Применение изобретения позволит:
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, и за счет значительно более высокого давления в камере сгорания (800…1000 кгс/см2) и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания,
- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя последовательные гидравлические схемы по линии горючего, повысить давление на выходе второго горючего до 1000 кгс/см2 и соответственно повысить давление в камере сгорания.
Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.
Повысить надежность запуска ЖРД, исключив влияние внешних факторов и температуры компонентов ракетного топлива.
Уменьшить длину ТНА и насосов второго горючего за счет применения двух последовательно соединенных ТНА.
Улучшить управляемость вектором тяги ЖРД за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения относительно камеры сгорания четырех ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания, и приблизительно одинаковые гироскопические моменты роторов.
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Наиболее оптимально использование ракет, оснащенных такими ЖРД, для вывода на орбиту спутников систем глобального дистанционного позиционирования.
Так как двигатель обладает сверхвысокими удельными энергетическими и весовыми характеристиками, то страна, первая внедрившая этот двигатель, будет несколько сот лет обладать решающим преимуществом в ракетной технике.
edrid.ru
Недавние события вокруг продажи Индии российских ракетных технологий позволили высветить положение дел с применением водородного топлива в отечественных ракетных и космических системах. Так почему сейчас единственным нашим носителем, в составе которого используется ступень с кислородно-водородными двигателями, является тяжелая ракета "Энергия"?
Вспомним, как недавно описывали преимущества универсальной ракетной транспортной космической системы (УРТКС) "Энергия" - "Буран" и журналисты, и официальные представители отечественной космонавтики. Подчеркивалось: при создании комплекса применены самые передовые научно-технические решения, соответствующие мировому уровню. Называлось использование в качестве маршевых высокоэффективных кислородно-водородных жидкостно-ракетных двигателей (ЖРД).
Однако люди, интересующиеся состоянием мирового ракетостроения и космонавтики, не могли при этом не спросить: "Как случилось, что кислородно-водородные ЖРД, широко применяющиеся за рубежом уже почти три десятилетия, в Союзе были впервые установлены на ракете, совершавшей первый старт 15 мая 1987 г.?" Вопрос остался без ответа.
Попробуем докопаться до истины. Прежде об истории применения жидкого водорода в качестве горючего для ЖРД, о преимуществах и недостатках, присущих этому компоненту.
Как горючее в паре с жидким кислородом (ЖК) жидкий водород (ЖВ) был предложен в 1903 г. К. Э. Циолковским. Он писал, что топливная пара ЖК+ЖВ энергетически самая выгодная. Позволяет при равной стартовой массе ракеты выводить в космос гораздо большую массу полезного груза (ПГ) по сравнению с другими видами топлива, не содержащими в качестве компонентов ЖВ. Однако на пути применения водородного топлива стояли объективные трудности. Первая - большая сложность его сжижения (получение 1 кг ЖВ обходится в 20-100 раз дороже 1 кг керосина). Вторая - неудовлетворительные физические параметры - чрезвычайно низкая температура кипения (-243°С) и очень малая плотность (ЖВ в 14 раз легче воды), что отрицательно сказывается на возможности хранения этого компонента.
Один из основоположников практического отечественного ракетного двигателестроения В. П. Глушко еще на заре своей деятельности в этой области достаточно скептически относился к возможности использования ЖВ в качестве горючего для ЖРД даже в далеком будущем. Он ссылался при этом прежде всего на его малую плотность (топливная пара ЖК+ЖВ в 3,5 раза легче топлива ЖК+керосин), требующую больших и тяжелых баков для размещения горючего на ракете. Трудно иметь дело с водородным топливом из-за его низкой температуры хранения и большой взрывоопасности. Зато долгохранимые компоненты (углеводороды, амины, синтетическое горючее и т. п.), не требуют при эксплуатации специальных мер по защите от выкипания. Глушко видел перспективы применения в ракетно-космической технике топлив, имеющих гораздо более низкие по сравнению с водородом энергетические, но более высокие эксплуатационные характеристики - большую плотность и высокую температуру кипения. В расчете на такие топлива он и пытался развивать основные направления в разработке ЖРД в СССР. Зачастую вступал в разногласие с другими ведущими специалистами отечественного ракетостроения, в том числе их С. П. Королевым. Тот признавал трудности в создании кислородно-водородных ракет, но видел их большие преимущества в будущем.
Скепсис Глушко разделяли и другие ведущие советские специалисты. Их нежелание начать широкие исследования и отсутствие хорошо оснащенной опытной базы привело к тому, что высоко-энергетическое криогенное горючее долгое время оставалось в тени у отечественных двигателистов.
Что за рубежом? Из-за различия в подходах к разработке ЖРД специалисты до начала 1950-х годов не смогли определиться, какие же основные требования следует предъявлять к ракетному топливу? Потому с середины 1940-х исследования различных ракетных топлив (главным образом в США) велись широко. Ни одной из рассматриваемых топливных пар не отдавалось предпочтение. Предполагалось, что в будущем большинство из них сможет найти свою область применения.
Одним из топлив стало кислородно-водородное. Эксперименты с ним велись в США со второй половины 1940-х годов. Первый опытный ЖРД испытан в 1949-м. Примерно до середины 1950-х исследования не выходили из рамок НИОКР. Затем для повышения удельного импульса ЖРД (основной энергетический показатель перспективных, в том числе и космических, систем) работы набрали темп. Интерес к ЖВ стал очевидным не только в ракетостроении, но и в авиации, атомной промышленности.
В 1958-м под эгидой управления перспективных исследований АРПА министерства обороны США были предложены первые достаточно реальные проекты ракет с водородными двигателями. В октябре того же года начались разработки, а в июле 1959-го состоялись первые наземные испытания стендового образца кислородно-водородного ЖРД. Он и стал прототипом двигателей перспективных ракетно-космических систем.
Примерно тогда же руководство по всем направлениям ракетостроения и космонавтики было сосредоточено в Национальном управлении по аэронавтике и космическим исследованиям (НАСА). Правительственную поддержку получили исследования водородных двигателей.
В 1959 г. НАСА выдало фирме Конвэр крупный заказ на проектирование кислородно-водородного блока "Центавр". Он мог в будущем использоваться в качестве верхних ступеней таких РН, как "Атлас", "Титан" и вновь разрабатываемой тяжелой ракеты "Сатурн". ЖРД для блока "Центавр" создавала фирма Пратт энд Уитни.
В ноябре 1963-го стартовала РН "Атлас-Центавр", первая в мире действующая ракета с кислородно-водородной верхней ступенью. Потом различные модификации ступени "Центавра" задействовались во многих космических программах США, использовались более 60 раз. Они показали высокие характеристики ракеты и ЖРД, их большую надежность.
Параллельно с началом летных испытаний РН "Атлас-Центавр" в период подготовки и осуществления национальной программы высадки человека на Луну "Аполлон" фирма Рокетдайн создала гораздо более мощный кислородно-водородный двигатель. С февраля 1966-го он применялся на верхних ступенях РН семейства "Сатурн".
Летным испытаниям и эксплуатации предшествовал огромный объем наземных стендовых испытаний одиночных ЖРД и двигателей в составе ступеней РН "Сатурн". Когда в 1985 г. закончилась программа "Сатурн-Аполлон", носители этого семейства применения не получили.
С 1972 г. в рамках программы разработки многоразовой транспортной системы фирма Рокетдайн, опираясь на опыт отработки двигателей для носителей семейства "Сатурн", приступила к созданию мощного многоразового кислородно-водородного ЖРД эффективной замкнутой схемы с очень высокими параметрами. С апреля 1981-го он используется в качестве маршевого для орбитального самолета системы "Спейс Шаттл". До 1987 г. был самым мощным и экономичным кислородно-водородным ЖРД в мире.
Правда, еще в первой половине 1960-х годов фирмы Аэроджет и Пратт энд Уитни предлагали проекты более мощных и эффективных водородных двигателей. Но они не были реализованы главным образом из-за свертывания программы разработок в рамках проекта "Сатурн-Аполлон".
Кроме двигателя для системы "Спейс Шаттл", фирма Рокетдайн с конца 1970-х проводит разработку и стендовые испытания перспективного космического водородного ЖРД с очень высокими значениями удельного импульса. Применение планируется в будущих межорбитальных буксирах для перевода ПГ с низкой околоземной на геостационарную орбиту и сообщения аппаратам скорости большей, чем вторая космическая.
Вслед за американским НАСА в составе своих РН кислородно-водородные верхние ступени использовало Европейское космическое агентство (ЕСА). В декабре 1979-го начались летные испытания европейской РН "Ариан" с криогенной третьей ступенью. Двигатель для нее разрабатывался французской фирмой СЕП и западногерманской МВБ. Этот небольшой достаточно простой по конструкции ЖРД открытой схемы имеет средние показатели удельного импульса. С некоторыми усовершенствованиями он до сих пор применяется на третьих ступенях РН семейства "Ариан". В рамках программы создания новой тяжелой РН "Ариан-5" Франция и ФРГ разрабатывают мощный кислородно-водородный двигатель. По характеристикам и схеме он близок к ЖРД фирмы Рокетдайн, стоявшему на верхних ступенях РН семейства "Сатурн".
Следующей по счету страной, вступившей в своеобразный "водородный клуб", стала... нет, не наша страна, а Китайская Народная Республика. Она осуществила запуск РН "Чан Чжен-3" с кислородно-водородной третьей ступенью в январе 1984 г. Появление китайской ракеты с высокоэнергетической ступенью не было неожиданностью. О работах объявлялось заранее вполне официально. Правда, по мнению зарубежных экспертов, научно-технический уровень Китая не позволял самостоятельно создать действующий кислородно-водородный ЖРД. Но факт остается фактом - к началу 1992 г. с помощью РН "Чан Чжен-3", эксплуатирующейся с низким темпом запусков, на геостационарную орбиту выведено около десятка спутников. В иностранной печати есть сообщения о том, что работы по криогенным ЖРД начались в Китае в середине 1970-х при скрытном содействии Франции и ФРГ. Они передали КНР технологию разработки своих экспериментальных двигателей 1970-х годов.
В августе 1986-го Япония стала четвертой "водородной" страной. РН "Эйч-1", строившаяся в Японии по лицензии США, имела только одну ступень собственного производства - вторую. Именно на ней и был установлен кислородно-водородный двигатель. Его характеристики приближаются к ЖРД третьей ступени РН "Ариан" и блока "Центавр", но несколько превосходят китайский двигатель третьей ступени РН "Чан Чжен-3".
Параллельно со второй ступенью РН "Эйч-1" Национального управления по исследованиям космоса НАСДА для выведения прикладных спутников на геостационарную орбиту в Японии долгое время разрабатывалась криогенная верхняя ступень для твердотопливной РН/Мю3С-Кай-2" Токийского университета ИСАС для запуска научно-исследовательских аппаратов. Кроме того, ряд частных фирм во второй половине 1980-х годов предлагал небольшую криогенную ступень с очень несложным ЖРД для замены твердотопливной третьей ступени РН "Эйч-1". Цель: примерно на 70-80% увеличить массу спутника, выводимого на геостационарную орбиту.
Сейчас все эти работы прекращены. Япония создает собственную мощную трехступенчатую РН "Эйч-2". На второй ее ступени будет установлен мощный кислородно-водородный ЖРД, по тяге и удельному импульсу занимающий промежуточное положение между двигателем Европы для РН "Ариан-5" и маршевым ЖРД фирмы Рокетдайн для системы "Спейс Шаттл". На третью ступень РН "Эйч-2" устанавливается усовершенствованный вариант ЖРД, созданного для второй ступени РН "Эйч-1". Оба двигателя проходят стендовую отработку. Эксплуатация новой ракеты начнется в середине 1990-х годов.
В СССР НИОКР по водородному топливу велись все это время, не приводя, однако, к появлению действующей ракетной ступени. Основным доводом отечественных противников применения водорода было то, что выигрыш в массе ПР за счет большого удельного импульса ЖРД сводился фактически на нет огромными габаритами и массой водородного бака.
Однако этот довод справедлив лишь для сравнительно небольших ракет. При увеличении размерности преимущества "неводородных" постепенно стираются. С увеличением габаритов и масс системы выигрыш от применения ЖВ становится очевидным. Это в полной мере проявляется в ракетах сверхтяжелой размерности.
Кроме того, существует определенная область энергетики космических полетов. В ней отказ от применения криогенного топлива можно объяснить только отсутствием опыта эксплуатации кислородно-водородных ЖРД или другими, не вполне ясными причинами. Это полеты на геостационарную орбиту и к дальним планетам Солнечной системы.
Отсутствие в СССР реального прогресса в таких отраслях, как криогенная техника, материаловедение и некоторые другие, неуверенность бюджетных монополистов в необходимости создания кислородно-водородных ступеней поначалу приводили к отставанию. Разработка отечественных водородных ЖРД получила существенное ускорение лишь после успеха американской ракеты "Атлас-Центавр". В этот момент сотрудники ОКБ-1, руководимого С.П. Королевым, серьезно взялись за проектирование высокоэнергетической третьей ступени для уже летавшего тогда носителя, получившего потом наименование "Союз".
Применив на этой ступени водород вместо штатного керосина, можно было увеличить массу ПР выводимую на низкую околоземную орбиту, более чем на 35-40%. Кроме того, такая ракета могла использоваться для запуска аппаратов на высокоэллиптические и геостационарные орбиты и к планетам. Выигрыш в массе ПР стал бы еще более значителен, нужда в четвертой ступени, которая обычно служила для этих целей в РН "Союз", отпадала.
ЖРД для кислородно-водородной ступени начал разрабатываться в двигательном отделе того же ОКБ-1. Инициатором работ был Мельников. Под его руководством несколько раньше проектировались кислородно-керосиновые двигатели для третьей ступени РН "Восток" и высокоэкономичный ЖРД замкнутой схемы для четвертой ступени РН "Союз" и другие двигатели.
В качестве одной из возможных нагрузок для будущей РН рассматривалась небольшая орбитальная станция. Она создавалась с широким использованием элементов и систем закладывавшегося тогда же корабля "Союз". Но высокоэнергетическая ступень для него не была доведена до стадии летного использования. Сделали лишь наземный стенд для проверки принципов создания кислородно-водородных ЖРД и ступеней, тренировки наземного персонала в обращении с водородным топливом.
В первой половине 1960-х годов в СССР началось развертывание широкомасштабной программы высадки человека на Луну Н1-Л3. В ОКБ-1 разрабатывался трехступенчатый тяжелый носитель с высокоэффективными кислородно-керосиновыми ЖРД на всех ступенях. Главный конструктор новой ракеты Н-1 С.П.Королев с самого начала предусматривал постепенную замену керосина на водород в последующих модификациях РН. Однако широко работы по водородному топливу применительно к Н-1 смогли развернуться значительно позже.
Уже после смерти С.П. Королева для новой, значительно более совершенной программы экспедиции на Луну создавался единый кислородно-водородный блок. Он должен был заменить сразу два кислородно-керосиновых блока стандартного корабля Л-3 для высадки на Луну. Работы по новому блоку были доведены до стадии выпуска проектной документации на летное изделие. Ступень разрабатывалась в ОКБ-1 в отделе, ведущем работы по Н-1, а двигатели для нее в начале 1970-х годов создали в ОКБ А.М. Исаева.
Первый советский кислородно-водородный ЖРД, построенный по совершенной замкнутой схеме, получился очень экономичным и надежным. Он превосходил по своим характеристикам двигатель аналогичного класса тяги, созданный фирмой Пратт-Уитни для ступени "Центавр". Работы в ОКБ Исаева дошли до стадии наземных испытаний ЖРД.
20 лет этот двигатель многократно испытывался на стенде при различных режимах работы, подтверждая свои высокие характеристики.
Далее в рамках программы модернизации Н-1 предполагалось заменить кислородно-керосиновую третью ступень этой ракеты на кислородно-водородную, увеличив таким образом массу РП примерно на 20-30%. В качестве нагрузки для этой ракеты фигурировала тяжелая пилотируемая модульная станция МОК - многоцелевой орбитальный комплекс. Криогенные ЖРД для новой ступени разрабатывались в авиадвигателестроительном ОКБ А.П. Люльки. Двигатель в целом был создан, но к моменту принудительного закрытия программы ракеты Н-1 полный объем наземной отработки успели пройти только отдельные его агрегаты. Параллельно с подготовкой к стендовым испытаниям этого ЖРД в ОКБ А.П. Люльки разрабатывался его модифицированный вариант с раздвижным соплом.
Начинали заниматься водородом и в ОКБ Н.Д. Кузнецова, отвечавшем за создание керосиновых ЖРД для всех ступеней Н-1, незаслуженно преданных потом забвению. Предполагалось со временем установить такой кислородно-водородный ЖРД на второй ступени Н-1. В будущем керосиновой должна была остаться только первая ступень этой сверхтяжелой ракеты - остальным и разгонным блокам следовало работать на водородном топливе. Эти мероприятия резко увеличивали и массу ПР, и возможности РН.
Поняв, что без водорода в космонавтике все-таки не обойтись, начал заниматься им и его ярый противник - Глушко. Для того чтобы избавиться от одного из самых очевидных недостатков водородного топлива - малой плотности, - он предлагал заменить кислород в топливной паре на другие, более плотные окислители, в частности фтор. Таким образом одновременно с увеличением плотности топлива в два раза улучшались и его энергетические показатели.
Проектируемый в ОКБ Глушко фторо-водородный двигатель предполагалось установить на одной из модификаций РН "Протон". Однако из-за многих (в том числе и экологических) причин работы не вышли из стадии НИОКР.
В середине 1970-х годов, после закрытия лунной программы, на смену ракете Н-1 пришел проект УРТКС, названный впоследствии "Энергия" - "Буран". Вставший во главе разработчиков системы, Глушко понимал, что, не имея опыта летной эксплуатации, ЖРД целиком на криогенных компонентах многоразовый с необходимыми параметрами создать в требуемые сроки не удастся. Однако в предлагаемой концепции УРТКС нужды в нем не было.
Разработку маршевого двигателя, по характеристикам близкого к ЖРД системы "Спейс Шаттл", поручили воронежскому КБ "Химавтоматика", ранее известному как ОКБ С.А. Косберга. Его там и построили. Он прошел наземную отработку, испытан в двух полетах УРТКС.
Для одного из ранних вариантов УРТКС Глушко предполагал разработать высокоэнергетическую верхнюю ступень с двигателями сравнительно небольшой тяги, но высокого удельного импульса. Однако из-за того что работы были сосредоточены главным образом на создании двухступенчатой системы типа "Энергия", разработка подобного двигателя была остановлена. Сейчас в качестве высокоэнергетической верхней ступени для УРТКС "Энергия" предполагается использовать криогенный разгонный блок с двигателями - вариантом ЖРД разработки ОКБ А.М. Исаева.
В рамках программы повышения энергетических возможностей РН "Протон" КБ "Салют" создает криогенную верхнюю ступень, позволяющую примерно вдвое увеличить массу ПР, выводимого на геостационарную орбиту. В качестве двигателя для этой ступени возможно будет использован все тот же "исаевский" ЖРД. Летные испытания нового варианта РН "Протон" с водородной четвертой ступенью при соответствующих ассигнованиях могут начаться уже в середине 1990-х годов.
Афанасьев И.Крылья Родины, 1992, №№ 11, 12.Размещено с разрешения автора.Компьютерная обработка AVV.
epizodsspace.narod.ru
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на водороде. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, при этом дополнительно содержит, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат водорода, насосы водорода всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины водородных ТНА также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегаты окислителя и горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение надежности, улучшение управляемости. 20 з.п. ф-лы, 18 ил.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим преимущественно на водороде и кислороде, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д.
Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2183759, МПК F02K 9/28, опубл. 20.06.2002 г. Этот кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в транспортных космических системах. Двигатель включает камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты. Кислородный насос одного турбонасосного агрегата снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием. Водородный насос другого турбонасосного агрегата снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. Выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода. Изобретение позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя и уменьшить его габариты при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого турбонасосного агрегата.
Недостатком является невозможность реализовать двигатель с давлением в камере сгорания более 250 кгс/см2 из-за того, что давление водорода, имеющего очень низкую плотность, не может быть повышено до 800-1000 кгс/см2 даже в многоступенчатом насосе.
Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2129222, МПК F02K 9/28, опубл. 20.04.1999 г. - прототип. Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, основной и вспомогательный турбонасосные агрегаты, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. Основной турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу главный кислородный насос, дополнительный кислородный насос, водородный насос и турбину. Вспомогательный турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу водородный насос и турбину. Главный кислородный насос соединен трубопроводом с головкой камеры. Дополнительный насос своим выходом соединен трубопроводами с головкой газогенератора и со входом гидравлической турбины кислородного бустерного насосного агрегата. Выход водородного насоса основного турбонасосного агрегата соединен с головкой газогенератора. Входы и выходы турбин основного и вспомогательного агрегатов соединены трубопроводами соответственно с выходом газогенератора и с головкой камеры. Выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов соединены со входом соответствующих насосов основного и вспомогательного турбонасосных агрегатов. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного агрегатов выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен с головкой камеры. Для повышения давления в камере с использованием для привода турбин водорода, протекающего через охлаждающий тракт камеры, выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного агрегата установлен параллельный кислородный насос. Использование изобретения улучшает энергомассовые характеристики двигательной установки с кислородно-водородными двигателями за счет увеличения тяги двигателей.
Недостатки этой конструкции следующие:
1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200…250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины. Кроме того, учитывая, что в качестве второго горючего чаще всего применяют водород, имеющий очень низкую плотность, для повышения давления второго горючего необходимо применить 10…15 и более ступеней насоса. При этом габариты ТНА (длина) значительно превысят габариты (преимущественно длину) камеры сгорания. Это создаст непреодолимые трудности при компоновке ЖРД и при управлении вектором тяги.
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 значительное улучшение удельных характеристик кислородно-водородного ЖРД, повышение его надежности, улучшение управляемости и уменьшение экономических затрат на запуск ракет, на которых этот ЖРД установлен.
Решение указанных задач достигнуто в кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, отличающемся тем, что он дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегаты окислителя и водорода имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.
Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три 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, а выход из насоса ТНА горючего - с входом в насос горючего дополнительного ТНА горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором.
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир выполнен сферическим. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси, камеры сгорания разнесены на 90° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса. На камере сгорания выполнено верхнее силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги. Газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной. Газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Водородный жидкостный ракетный двигатель содержит, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха с дополнительным трубопроводом высокого давления, дополнительный пусковой клапан. Крепление всех ТНА может быть выполнено к нижнему силовому кольцу, которое выполнено на сопле, при помощи тяг с шарнирами. Крепление всех ТНА может быть выполнено к расширяющейся части сопла. Крепление всех ТНА может быть выполнено к критической части сопла.
Крепление всех ТНА может быть выполнено парами тяг.
Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…18, где
- на фиг.1 приведена упрощенная пневмо-гидравлическая схема кислородно-водородного ЖРД,
- на фиг.2 приведена пневмо-гидравлическая схема ЖРД,
- на фиг.3 приведена конструктивная схема кислородно-водородного ЖРД,
- на фиг.4 приведена конструкция камеры сгорания,
- на фиг.5 приведен ТНА окислителя,
- на фиг.6 приведен ТНА горючего (водорода),
- на фиг.7 приведен первый дополнительный ТНА горючего,
- на фиг.8 приведен второй дополнительный ТНА горючего,
- на фиг.9 приведена схема наземного запуска,
- на фиг 10 приведена система многократного запуска ЖРД,
- на фиг.11 приведен вид в плане,
- на фиг.12 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,
- на фиг.13 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,
- на фиг.14 приведена электрическая схема ЖРД,
- на фиг.15 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,
- на фиг.16 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,
- на фиг.17 приведена схема крепления всех ТНА, установленных под углом,
- на фиг.18 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг.
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…18) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат горючего 4 и, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Для примера приведен кислородно-водородный ЖРД с двумя дополнительными ТНА горючего, первый дополнительный ТНА горючего 5 и второй турбонасосный агрегат горючего 6.
Камера сгорания 1 (фиг.1…4) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8, и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора, соответственно первый 12 и второй 13, и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат (фиг.2) две стенки; внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11.
Краткое описание всех ТНА
Как указано ранее предложенный двигатель содержит четыре ТНА 3…6 (фиг.1 и 2). Приведено краткое описание конструкции этих турбонасосных агрегатов - ТНА, более подробное описание турбонасосных агрегатов будет выполнено далее. ТНА окислителя 3 содержит основную турбину 18, встроенный в ТНА газогенератор 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21 и первую пусковую турбину 22.
ТНА горючего 4 содержит встроенный газогенератор первого горючего 23, вторую основную турбину 24, насос первого горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.
Первый дополнительный ТНА горючего 5 содержит третью основную турбину 27, первый насос второго горючего 29 и третью пусковую турбину 29. Второй дополнительный ТНА водорода 6 содержит четвертую основную турбину 30, насос горючего 31 и четвертую пусковую турбину 32.
Предложенный ЖРД работает на двух компонентах ракетного топлива:
- окислителе, жидком кислороде - «О»,
- водороде «Г».
Все компоненты ракетного топлива хранятся в топливных баках.
Горючее (водород) хранится в баке горючего 33 и подводится к соответствующему ТНА горючего 4 при помощи трубопровода горючего 34, содержащего ракетный клапан горючего 35. К баку горючего 33 в верхней части присоединен трубопровод наддува 36 с клапаном наддува 37.
Окислитель (кислород) хранится в баке окислителя 38, который трубопроводом окислителя 39, содержащим ракетный клапан окислителя 40, соединен с ТНА окислителя 4. К верхней части бака окислителя 38 присоединен трубопровод наддува 41 с клапаном наддува 42.
Основной особенностью предложенного кислородно-водородного ЖРД является то, что все насосы всех ТНА горючего, в приведенном примере ТНА 4…6, соединены последовательно по линии жидкого водорода, а все основные турбины всех ТНА горючего 4…6 соединены последовательно по линии газифицированного водорода.
Соединение насосов 25 и 28 ТНА 4 и 5 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 43, а соединение насосов 28 и 31 ТНА 5 и 6 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 44.
К выходу из насоса горючего 31 параллельно присоединены три системы:
- система охлаждения сопла 2, т.е. выход из насоса горючего 31 трубопроводом 45, содержащим клапан 46, соединен с нижним коллектором 11 для обеспечения охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1;
- система питания камеры сгорания жидким горючим, а именно выход из насоса горючего 31 трубопроводом 47, содержащим клапан 48, соединен с первым верхним коллектором 12;
- система питания горючим ТНА окислителя 3, которая содержит подсоединенный к выходу из насоса 31 трубопровод 49 с регулятором расхода горючего 50, имеющим привод 51, и клапаном 52 присоединен ко входу в газогенератор окислителя 19.
Система питания горючим (водородом) газогенератора горючего 23 выполнена последовательно с системой регенеративного охлаждения сопла 2. Она содержит трубопровод 53 с клапаном 54. Вход трубопровода 53 соединен с третьим верхним коллектором 14. Выход трубопровода 53 присоединен к входу в газогенератор горючего 23.
Выход газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24, а выход из второй основной турбины 24 газоводом 55 соединен с входом в третью основную турбину 27, выход из нее газоводом 56 соединен со входом в четвертую основную турбину 30, а выход их четвертой основной турбины 30 газоводом 57, содержащим клапан 58, соединен со вторым верхним коллектором 13.
Выход из первой основной турбины 18 газоводом 59 соединен с полостью 60 головки 7 камеры сгорания 1 для подачи «кислого» газа, т.е. продуктов сгорания с избытком окислителя в камеру сгорания 1 на всех режимах работы ЖРД.
Для обеспечения работоспособности газогенератора окислителя 19 он имеет системы подачи в него окислителя и горючего. Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу окислителя 61, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 62 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата горючего 4 и первого дополнительного ТНА горючего 5. Для питания газогенератора окислителя 19 горючим, как отмечалось ранее насос горючего 31 трубопроводом 49, содержащим регулятор расхода 50 с приводом 51 и клапан 52, соединен с газогенератором окислителя 19.
Газогенератор горючего 23 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25, как отмечалось ранее, трубопроводом горючего 53, содержащим клапан 54, соединен с газогенератором горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 63, содержащим регулятор расхода окислителя 64 с приводом 65 и клапан 66, соединен с газогенератором горючего 23. Выход из газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24.
Камера сгорания
Далее более подробно описана конструкция камеры сгорания 1 (фиг.4). Внутри камеры сгорания 1 (фиг.3) выполнены верхняя плита 67, средняя плита 68 и внутренняя плита 69 с зазорами (полостью) между ними 70 и 71. Выше верхней плиты 67, как упоминалось раньше, выполнена полость 60. Полость 70 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 71 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки кислого газа 72, форсунки жидкого горючего 73 и форсунки газифицированного горючего 74. Форсунки кислого газа 72 сообщают полость 60 с внутренней полостью 75 камеры сгорания 1. Форсунки жидкого горючего 73 сообщают полость 70 с внутренней полостью 75, форсунки газифицированного горючего 74 сообщают полость 71 с внутренней полостью 75. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 76.
На газоводе 59, на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 77, содержащий неподвижную часть 78 и подвижную часть 79. Центральный шарнир 77 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 77 закреплен на силовой раме 80, которая установлена внутри корпуса ракеты 81 (фиг.1 и 2). Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 82. В качестве привода 82 может быть использован гидроцилиндр 83, который при помощи шарнира 84 с одной стороны присоединен к силовой раме 80, а с другой - при помощи шарнира 85 на верхнем силовом кольце 86. Верхнее силовое кольцо 86 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 83 присоединена гидостанция 87. На головке 7 установлено запальное устройство 88.
Система продувки содержит баллон инертного газа 89, который трубопроводом 90, содержащим клапан 91, соединен с нижним коллектором 11. Подробное описание турбонасосных агрегатов.
Далее приведено более подробное описание всех четырех ТНА 3…6 (Фиг.5…8).
Всего в схеме ЖРД приведено четыре ТНА различной конструкции:
- турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3,
- турбонасосный агрегат горючего 4,
- первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5,
- второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего 6.
Турбонасосный агрегат окислителя.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.5), как упоминалось ранее, содержит первую основную турбину 18, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 20, первую пусковую турбину 22. Первая основная турбина 18 содержит входной корпус 92 с полостью 93, сопловой аппарат 94, рабочее колесо 95, выходной корпус 96 с полостью 97 и выходным обтекателем 98.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 99, установленный на опорах 100, 101 и 102, на нем установлен первый датчик частоты вращения 103. Газогенератор окислителя 19 (фиг.4) содержит боковую стенку 104, выполненную из двух оболочек: внутренней 105 и внешней 106 с зазором 107 между ними. На боковой стенке 104 выполнен коллектор 108, полость которого сообщается с зазором 107. Газогенератор окислителя 19 содержит головку 109 с полостью 110 и форсунки окислителя и горючего, соответственно 111 и 112. Форсунки окислителя 111 сообщают полость 110 с внутренней полостью 113, а форсунки горючего 112 сообщают полость 114, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 19 над его головкой 109 и соединена с зазором 107 - с внутренней полостью 113. Между газогенератором окислителя 19 и валом 99 выполнена изоляция 115. Газогенератор окислителя 19 имеет запальное устройство 116. К газогенератору окислителя 19, конкретно к полости 110 внутри головки 109 присоединен трубопровод окислителя 63. Другой конец трубопровода окислителя 61 соединен с выходом из насоса окислителя 20.
Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу 61, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 62 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата первого горючего 4 и первого ТНА второго горючего 5.
Для подачи окислителя в газогенератор горючего 23 выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 61, содержащим регулятор расхода окислителя 64 с приводом 65 и клапан 66, соединен с газогенератором горючего 23. К газогенератору окислителя 19, конкретно к коллектору 108 присоединен трубопровод горючего 49, содержащий регулятор расхода горючего 50 с приводом 51 и клапан горючего 52, другой конец подсоединен к второму турбонасосному агрегату горючего 6, конкретно - выходу из насоса горючего 31.
Первая пусковая турбина 22 содержит входной корпус 117 с полостью 118, сопловой аппарат 119, рабочее колесо 120, выходной корпус 121 с полостью 122. К выходу из пусковой турбины 18 присоединена выхлопная труба 123. К входному корпусу 121 первой пусковой турбины 22 присоединен трубопровод высокого давления 124 с первым пусковым клапаном 125.
Турбонасосный агрегат горючего.
Турбонасосный агрегат горючего 4 (фиг.6), как было приведено ранее, содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.
Газогенератор горючего 23 установлен соосно с ТНА горючего 4 над второй основной турбиной 24. Газогенератор горючего 23 (фиг.6) содержит боковую стенку 126, выполненную из двух оболочек: внутренней 127 и внешней 128 с зазором 129 между ними. На боковой стенке 126 выполнен коллектор 130. Газогенератор горючего 23 содержит головку 131 с полостью 132 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 133 и 134 соответственно и полость 135 между ними, а также форсунки окислителя и жидкого горючего, соответственно 136 и 137. Форсунки окислителя 136 сообщают полость 132 с внутренней полостью 138, а форсунки жидкого горючего 137 сообщают полость 135, которая соединена с зазором 129 с внутренней полостью 138. Газогенератор горючего 23 имеет запальное устройство 139. ТНА 4 имеет вал 140, установленный на опорах 141, 142 и 143. На валу 140 установлен второй датчик частоты вращения 144.
Вторая основная турбина 24 содержит входной корпус 145 с полостью 146, сопловой аппарат 147, рабочее колесо 148, выходной корпус 149 с полостью 150.
Вторая пусковая турбина 26 содержит входной корпус 151 с полостью 152, сопловой аппарат 153, рабочее колесо 154, выходной корпус 155 с полостью 156. К выходу из второй пусковой турбины 26 присоединена выхлопная труба 157. К входному корпусу 151 второй пусковой турбины 26 присоединен трубопровод высокого давления 158 с вторым пусковым клапаном 159.
ТНА горючего 4 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 160, выполненное внутри вала 140, и радиальные отверстия 161 и 162, выходящие соответственно в полости 163 и 164.
Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5 (фиг.7), как было указано ранее, содержит третью основную турбину 27, насос горючего 31 и третью пусковую турбину 29.
Третья основная турбина 27 содержит, в свою очередь, входной корпус 165 с полостью 166, сопловой аппарат 167, рабочее колесо 168, выходной корпус 169 с полостью 170 и выходным обтекателем 171.
Третья пусковая турбина 29 содержит входной корпус 172 с полостью 173, сопловой аппарат 174 и рабочее колесо 175, выходной корпус 176 с полостью 177 и раскручивающим аппаратом 178. К третьей пусковой турбине 29 присоединена выхлопная труба 179.
ТНА 5 имеет вал 180, установленный на опорах 181, 182 и 183. На валу 180 установлен третий датчик частоты вращения 184.
ТНА горючего 5 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 185, выполненное внутри вала 180, и радиальные отверстия 186 и 187, выходящие соответственно в полости 188 и 189.
Система запуска третьей пусковой турбины содержит трубопровод высокого давления 190 и третий пусковой клапан 191.
Второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Второй дополнительный ТНА горючего 6 (фиг.8), как упоминалось ранее, содержит четвертую основную турбину 30, второй насос второго горючего 31 и четвертую пусковую турбину 32. Четвертая основная турбина 30 содержит, в свою очередь, входной корпус 192 с полостью 193, входной обтекатель 194, сопловой аппарат 195, рабочее колесо 196, спрямляющий аппарат 197, выходной корпус 198 с полостью 199.
Кроме того, второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит насос горючего 31, четвертую пусковую турбину 32 с входным корпусом 200 с полостью 201, сопловой аппарат 202, рабочее колесо 203, спрямляющий аппарат 204, выходной корпус 205 с полостью 206 и выходным обтекателем 207. К выходному корпусу 207 присоединена выхлопная труба 208. Второй дополнительный ТНА горючего 6 имеет вал 209. Вал 209 установлен на опорах 210 и 211. На валу 209 этого ТНА установлен четвертый датчик частоты вращения 212. ТНА 6 оборудован системой охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит выполненное внутри вала осевое отверстие 213 и радиальные отверстия 214 и 215. Эти отверстия сообщают осевое отверстие 213 с полостями 216 и 217, в которых установлены опоры 210 и 211.
Для ускорения и стабилизации процесса запуска второго дополнительного ТНА горючего 6 предназначена четвертая пусковая турбина 32, которая работает на сжатом воздухе (газе), который трубопроводом высокого давления 218, содержащим бортовой пусковой клапан 219, соединен с входным корпусом 200, точнее с полостью 201 четвертой пусковой турбины 32.
Система запуска ЖРД
Для запуска предложенного ЖРД, особенно, если он установлен на первой ступени ракеты, целесообразно использовать наземную систему запуска, содержащую наземный баллон 220, наземный трубопровод 221, наземный клапан 222, быстроразъемное соединение 223 и обратный клапан 224 (фиг.10). Быстроразъемное соединение 223 выполнено на торце ракеты (линия разъема), а обратный клапан 224 - на ракете.
Система повторного запуска ЖРД
ЖРД может быть оборудован системой повторного запуска, которая содержит дополнительный баллон 225, дополнительный трубопровод 226 с дополнительным клапаном 227, подключенным к трубопроводам высокого давления 124, 158, 190 и 218 (фиг.9).
Система продувки ЖРД
Система продувки ЖРД приведена на фиг.2 и содержит, как упоминалось ранее, баллон инертного газа 89, к которому присоединены трубопроводы продувки 90 с клапаном продувки 91. Трубопровод продувки 91 присоединен к нижнему коллектору 11. Система продувки обеспечивает продувку магистралей горючего.
Система управления ЖРД
На ЖРД установлен бортовой компьютер 228 (фиг.1 и 11), к которому электрическими связями 229 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также все запальные устройства. К бортовому компьютеру 228 электрическими связями 229 (фиг.11) подключены:
- пусковые клапаны 125, 159, 191, 219 и 227,
- запальные устройства 116 и 139,
- ракетные клапаны 35 и 40,
- клапаны 37, 42, 46, 48, 52, 54, 58 и 66,
- привод 54 регулятора расхода горючего 53, привод 51 регулятора расхода окислителя 50, привод 65 регулятора расхода окислителя 56,
- датчики частоты вращения 113, 144, 184 и 212.
Крепление турбонасосных агрегатов
Крепление всех ТНА 3…6 выполнено при помощи тяг. 230…233 соответственно (фиг.13…16). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.15) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10), фиг.16, выполнен нижний силовой пояс 234, к которому крепятся при помощи шарниров 235 тяги 230…233. К ТНА 3…6 тяги 230…233 крепятся при помощи шарниров 236. ТНА 3…6 могут быть установлены параллельно продольной оси камеры сгорания (фиг.15 и 16) или под углом к ней (фиг.17). При этом все ТНА 3…6 могут быть установлены под одинаковыми углами к оси камеры сгорания. Возможно крепление всех ТНА при помощи пар тяг (фиг.18).
Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений в ТНА 3…6 на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.
Работа ЖРД
1. Запуск ЖРД
Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.
Открывают клапаны наддува 37 и 42, включают наддув, потом открывают ракетные клапаны 33 и 40 (фиг.1 и 2). Окислитель и горючее из баков 35 и 38 поступают во все ТНА 3…6.
Открывают пусковые клапаны 222, 125, 159, 191 и 219 (фиг.14) и сжатый воздух (газ) из наземного баллона сжатого воздуха 220 (фиг.10) по трубопроводам 218, 124, 158 и 190 поступает в первую, вторую, третью и четвертую пусковые турбины 22, 26, 29 и 32 и раскручивает валы 99, 140, 180 и 209. Датчики частоты вращения 103, 144, 184, и 212 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 42, 48, 52 и 54. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 19 и 23. Потом с бортового компьютера 228 по линии связи 229 подают сигнал на запальные устройства 88, 116 и 139. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в двух газогенераторах 19 и 23, 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 75, где воспламеняются при помощи запальных устройств 76. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2 до 100…200°С. В дальнейшем температура продуктов неполного сгорания горючего повышается до 1200…1500°С в газогенераторе горючего 23, но уменьшается до 900…1000°С сначала в третьей основной турбине 27, потом в четвертой основной турбине 30. Тем не менее, энергетического потенциала продуктов неполного сгорания второго горючего (т.е. с избытком горючего) будет вполне достаточно для привода третьей и четвертой основных турбин 27 и 30.
2. Регулирование ЖРД
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют - привод 51 регулятора расхода горючего 50, привод 65 регулятора расхода окислителя 64, используя заранее запрограммированные сигналы с компьютера 228, передаваемые по электрическим связям 229.
Применение двух и боле турбонасосных агрегатов горючего позволит повысить давление в камере сгорания. Это можно считать самым существенным преимуществом предложенной схемы по сравнению с прототипом.
4. Управление вектором тяги
Управление вектором тяги осуществляется посредством поворота камеры сгорания 1 относительно центрального шарнира 77 при помощи привода (приводов) качания 82. Приводы качания 82 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух пар ТНА 3…6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3…6 и вращение пар валов 99, 140, 180 и 209 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.
5. Выключение ЖРД
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 91 и инертным газом их баллона 89 продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.
6. Повторное включение
Для повторного включения открывают дополнительный пусковой клапан 227 и сжатый воздух по дополнительному трубопроводу 226 из дополнительного баллона 223 подается в пусковые турбины 22, 26, 29 и 32, которые раскручивают ТНА 3…6 (фиг.9).
Применение изобретения позволит:
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, и за счет значительно более высокого давления в камере сгорания (800…1000 кгс/см2) и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания,
- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя последовательные гидравлические схемы по линии горючего, повысить давление на выходе второго горючего до 1000 кгс/см2 и соответственно повысить давление в камере сгорания.
Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.
Повысить надежность запуска ЖРД, исключив влияние внешних факторов и температуры компонентов ракетного топлива.
Уменьшить длину ТНА и насосов второго горючего за счет применения двух последовательно соединенных ТНА.
Улучшить управляемость вектором тяги ЖРД за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения относительно камеры сгорания четырех ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания, и приблизительно одинаковые гироскопические моменты роторов.
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Наиболее оптимально использование ракет, оснащенных такими ЖРД, для вывода на орбиту спутников систем глобального дистанционного позиционирования.
Так как двигатель обладает сверхвысокими удельными энергетическими и весовыми характеристиками, то страна, первая внедрившая этот двигатель, будет несколько сот лет обладать решающим преимуществом в ракетной технике.
1. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата (ТНА), в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат водорода, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, отличающийся тем, что он дополнительно содержит, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат водорода, насосы водорода всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины водородных ТНА также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегат окислителя и водорода имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.
2. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три 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 ТНА - с входом в насос горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором.
3. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он оборудован бортовым компьютером, а на камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.
4. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на трубопроводе горючего на продольной оси камеры сгорания.
5. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим.
6. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.
7. Кислородно-водородный 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.
8. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания, разнесены на 90° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания.
9. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.
10. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса.
11. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания выполнено верхнее силовое кольцо, к которому подсоединена одна или две пары приводов для управления вектором тяги.
12. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя.
13. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной.
14. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами.
15. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.
16. Кислородно-водородный 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.
17. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха с дополнительным трубопроводом высокого давления, дополнительный пусковой клапан.
18. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к нижнему силовому кольцу, которое выполнено на сопле, при помощи тяг с шарнирами.
19. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к расширяющейся части сопла.
20. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к критической части сопла.
21. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено парами тяг.
www.findpatent.ru
Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, основной и вспомогательный турбонасосные агрегаты, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. Основной турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу главный кислородный насос, дополнительный кислородный насос, водородный насос и турбину. Вспомогательный турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу водородный насос и турбину. Главный кислородный насос соединен трубопроводом с головкой камеры. Дополнительный насос своим выходом соединен трубопроводами с головкой газогенератора и со входом гидравлической турбины кислородного бустерного насосного агрегата. Выход водородного насоса основного турбонасосного агрегата соединен с головкой газогенератора. Входы и выходы турбин основного и вспомогательного агрегатов соединены трубопроводами соответственно с выходом газогенератора и с головкой камеры. Выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов соединены со входом соответствующих насосов основного и вспомогательного турбонасосных агрегатов. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного агрегатов выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен с головкой камеры. Для повышения давления в камере с использованием для привода турбин водорода, протекающего через охлаждающий тракт камеры, выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного агрегата установлен параллельный кислородный насос. Использование изобретения улучшает энергомассовые характеристики двигательной установки с кислородно-водородными двигателями за счет увеличения тяги двигателей. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в кислородно-водородных ЖРД.
Известен кислородно-водородный ЖРД с дожиганием газа после турбины, содержащий камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат (ТНА), кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. ТНА содержит водородный насос и кислородный насос с главной и дополнительной ступенями. Главная ступень кислородного насоса питает камеру, дополнительная ступень - газогенератор. В этом двигателе выходы турбины ТНА соединены трубопроводами с головкой камеры и выход водородного насоса ТНА соединен трубопроводом с головкой газогенератора (A.Dniitrenko, N.Zaitcev, A. Kravchcnko, V.Pershin. Evolution of Liquid Roket Engine (LRE) Turbopump (TP) Design. Propulsion in Space Transportation. 5th Simposium International. 1996. Paris. P.4.23. Fig.9 - прототип). Такая конструкция ЖРД обладает следующими недостатками. Одним из направлений улучшения энергомассовых характеристик двигательных установок является увеличение тяги двигателя. Чем выше тяга двигателя, тем меньше его относительная масса (масса, приходящаяся на единицу тяги). При создании крупноразмерного кислородно-водородного ЖРД по этой схеме требуемая величина тяги не может быть обеспечена из-за недопустимо высоких напряжений растяжения от центробежных сил в рабочих лопатках турбины ТНА. Поэтому величина тяги ограничивается допустимыми напряжениями в рабочих лопатках турбины. Как известно, напряжения растяжения в наиболее нагруженном корневом сечении лопатки определяются зависимостью
где C - постоянная величина при заданных приведенном расходе и угле потока на выходе из рабочего колеса; n - частота вращения ротора, об/мин; Gг- расход газа через турбину, кг/с; T*2 - температура заторможенного потока на выходе из рабочего колеса, K; P*2 - давление заторможенного потока на выходе из рабочего колеса, МПа. T*2 и P*2 являются заданными величинами из условия баланса мощностей турбины и насосов. С увеличением тяги ЖРД увеличивается расход газа через турбину Gг, что приводит к увеличению высоты рабочей лопатки турбины и к повышению в ней напряжений. Величина напряжений в рабочей лопатке ограничивается прочностными свойствами материала лопатки. При заданной частоте вращения ротора с повышением тяги двигателя напряжения в лопатке достигают предельно допустимой для материала лопатки величины. Дальнейшее увеличение тяги двигателя недопустимо по условиям прочности лопаток. Ограничение величины тяги двигателя повышает его относительную массу и массу всей двигательной установки В соответствии с приведенной зависимостью при заданных допустимых напряжениях в лопатках турбины величина расхода газа через турбину, а следовательно, и предельная величина тяги двигателя может быть повышена за счет уменьшения частоты вращения ротора. Однако уменьшение частоты вращения ротора увеличивает массу и габариты ТНА. Кроме того, снижение частоты вращения ротора снижает экономичность насосов и турбины ТНА, что ведет к уменьшению давления в камере. Пониженная величина давления в камере увеличивает ее массу и габариты. Следовательно, в ЖРД, имеющем простую и экономичную схему с одним ТНА, существует ограничение по величине тяги. Для известного кислородно-водородного ЖРД из условия обеспечения прочности лопаток турбины предельным значением тяги является величина около 2000 кН. Технической задачей предлагаемого изобретения является совершенствование энергомассовых характеристик двигательной установки за счет повышения тяги ЖРД. Это достигается тем, что кислородно-водородный ЖРД с дожиганием газа после турбины, содержащий камеру со входом и выходом охлаждающего тракта, газогенератор, основной ТНА с установленными на одном валу главным кислородным насосом, соединенным трубопроводом с головкой камеры, турбиной и водородным насосом, выходы которых соединены трубопроводами соответственно с головкой камеры и головкой газогенератора, дополнительным кислородным насосом, соединенным своим выходом трубопроводом с головкой газогенератора, и кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты, соединенные выходом своего насоса со входом соответственно кислородных и водородного насосов основного ТНА, согласно изобретению упомянутый ЖРД снабжен вспомогательным ТНА с установленными на одном валу водородным насосом и турбиной. При этом во вспомогательном ТНА вход турбины соединен трубопроводом с выходом газогенератора, выход - с головкой камеры, вход водородного насоса соединен трубопроводом с выходом насоса водородного бустерного насосного агрегата. Для использования водорода, подаваемого водородным насосом вспомогательного ТНА, на привод турбин основного и вспомогательного ТНА выход водородного насоса вспомогательного ТНА соединен трубопроводом с головкой газогенератора. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного ТНА выход водородного насоса вспомогательного ТНА соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора, турбина водородного бустерного насосного агрегата соединена трубопроводами своим входом с выходом газогенератора, а выходом - с головкой камеры. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного ТНА установлен параллельный кислородный насос, который соединен трубопроводами своим входом с выходом насоса кислородного бустерного насосного агрегата, а выходом - с головкой камеры. Мощность к параллельному кислородному насосу подводится от турбины вспомогательного ТНА. Предлагаемый кислородно-водородный ЖРД представлен на фиг. 1, а его варианты приведены на фиг. 2, 3, где: 1 - камера, 2 - газогенератор, 3 - основной ТНА, 4 - вспомогательный ТНА, 5 - главный кислородный насос, 6 - дополнительный кислородный насос, 7 - водородный бустерный насосный агрегат, 8 - насос водородного бустерного насосного агрегата, 9 - турбина водородного бустерного насосного агрегата, 10 - водородный насос основного ТНА, 11 - турбина основного ТНА, 12 - водородный насос вспомогательного ТНА, 13 - турбина вспомогательного ТНА, 14 - головка камеры, 15 - головка газогенератора, 16 - вход охлаждающего тракта камеры, 17 - выход охлаждающего тракта камеры, 18 - параллельный кислородный насос, 19 - кислородный бустерный насосный агрегат. Кислородно-водородный ЖРД (фиг. 1) состоит из камеры 1, газогенератора 2, основного 3 и вспомогательного ТНА 4, главного 5 и дополнительного 6 кислородных насосов и водородного бустерного насосного агрегата 7 с насосом 8 и турбиной 9. Основной ТНА 3 содержит водородный насос 10 и турбину 11, вспомогательный ТНА 4 - водородный насос 12 и турбину 13. Входы водородных насосов основного 3 и вспомогательного 4 ТНА соединены трубопроводами с выходом насоса 8 водородного бустерного насосного агрегата 7. Выход главного кислородного насоса 5 соединен трубопроводом с головкой 14 камeры 1. Выход дополнительного кислородного насоса 6 и выход водородного насоса 10 основного ТНА 3 соединены трубопроводами с головкой 15 газогенератора 2. Вход турбины 11 основного ТНА 3 и вход турбины 13 вспомогательного ТНА 4 соединены трубопроводами с выходом газогенератора 2, а выходы этих турбин - с головкой 14 камеры 1. Камера 1 содержит вход 16 и выход 17 охлаждающего тракта для подвода и отвода охлаждающего водорода. Входы главного 5 и дополнительного 6 кислородных насосов соединены трубопроводами с выходом насоса кислородного бустерного насосного агрегата 19. При работе водород поступает на вход насоса 8 водородного бустерного агрегата 7. Далее основная часть водорода поступает на вход водородного насоса 10 основного ТНА и меньшая часть - на вход водородного насоса 12 вспомогательного ТНА. После водородного насоса 10 основного ТНА водород подводится в головку 15 газогенератора. Кислород подводится на вход насоса кислородного бустерного агрегата 19 и далее на вход главного 5 и дополнительного 6 кислородных насосов. Приводом водородного роторного насосного агрегата служит газовая турбина 9. Привод кислородного бустерного насосного агрегата 19 осуществляется гидравлической турбиной. Гидравлическая турбина питается кислородом, отбираемым с выхода дополнительного кислородного насоса 6 основного ТНА 3. После гидравлической турбины кислород отводится на выход насоса кислородного бустерного насосного агрегата 19, где он смешивается с основным потоком кислорода этого насоса. Газ на выходе из газогенератора 2 разделяется на два потока. Большая часть газа поступает на вход турбины 11 основного ТНА 3 и часть газа - на вход турбины 13 вспомогательного ТНА 4. После турбин основного и вспомогательного ТНА газ поступает в головку 14 камеры 1. Расход кислорода через главный кислородный насос 5 и суммарный расход газа через турбины 11, 13 основного 3 и вспомогательного 4 ТНА определяют тягу двигателя. Расход газа через турбину 11, а следовательно, и расход водорода через водородный насос 10 основного ТНА выбран таким, чтобы напряжения в рабочих лопатках турбины 11 не превышали предельно допустимой для материала лопатки величины. Благодаря дополнительному расходу газа через турбину 13 вспомогательного ТНА увеличен суммарный расход водорода, поступающего в двигатель. Пропорционально увеличению расхода водорода увеличен и расход кислорода. Следовательно, тяга двигателя повышена без увеличения напряжений в рабочих лопатках турбины 11 основного ТНА и при пониженных напряжениях в лопатках турбины 13 вспомогательного ТНА. Так как расход водорода через водородный насос 12 вспомогательного ТНА 4 меньше расхода водорода через водородный насос 10 основного ТНА 3, частота вращения ротора вспомогательного ТНА выбрана более высокой по сравнению с основным ТНА. Этим обеспечивается пониженные масса и габариты вспомогательного ТНА. Предложенная схема ЖРД позволяет повысить тягу кислородно-водородного двигателя до 4000 кН и снизить массу двигательной установки за счет применения меньшего количества двигателей с меньшей относительной массой. С целью использования водорода, подаваемого водородным насосом 12 вспомогательного ТНА, для привода турбин 11, 13 основного и вспомогательного ТНА выход водородного насоса 12 соединен трубопроводом с головкой 15 газогенератора (фиг. 1). Этим обеспечивается использование водорода, протекающего через насос 12, для создания рабочего газа для привода турбин 11, 13. С целью повышения давления в камере за счет повышения мощности турбин 11, 13 основного и вспомогательного ТНА выход водородного насоса 12 вспомогательного ТНА соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта 16 камеры, а выход охлаждающего тракта 17 камеры - с головкой газогенератора (фиг. 2). Турбина 9 водородного бустерного насосного агрегата соединена трубопроводами своим входом с выходом газогенератора 2, а выходом - с головкой 14 камеры. Водород после водородного насоса 12 вспомогательного ТНА подводится ко входу охлаждающего тракта 16 камеры. После охлаждающего тракта камеры 1 водород поступает через выход охлаждающего тракта 17 камеры к головке 15 газогенератора. Газ на турбину 9 водородного бустерного насосного агрегата подводится из газогенератора 2. После турбины 9 водородного бустерного насосного агрегата газ отводится в головку 14 камеры. При заданной тяге двигателя расход водорода через головку газогенератора, а следовательно, и расход газа через турбины ТНА увеличен на величину расхода водорода через охлаждающий тракт камеры. Для привода турбины водородного бустерного насосного агрегата используется высокотемпературный газ, подводимый из газогенератора, из-за чего уменьшен расход газа на привод турбины водородного бустерного насосного агрегата и на такую же величину расход газа на привод турбины вспомогательного ТНА. Благодаря этому за счет увеличения давления водородными насосами основного и вспомогательного ТНА реализовано повышение давления в камере до 250 МПа. Повышенное давление в камере обеспечивает улучшенные энергомассовые характеристики двигателя. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса за счет уменьшения расхода через него к вспомогательному ТНА присоединен параллельный кислородный насос 18 (фиг. 3). Параллельный кислородный насос имеет общий вал со вспомогательным ТНА. Вход этого насоса соединен трубопроводом с выходом насоса кислородного бустерного насосного агрегата, выход насоса соединен трубопроводом с головкой 14 камеры. Кислород в камеру 1 подается главным кислородным насосом 5 и параллельным кислородным насосом 18. При заданной тяге двигателя уменьшен расход кислорода через главный кислородный насос 5 основного ТНА за счет подачи в двигатель части кислорода параллельным насосом 18 вспомогательного ТНА. Уменьшение расхода кислорода через главный кислородный насос обеспечивает улучшение его антикавитационных качеств. Благодаря этому уменьшен напор насоса кислородного бустерного насосного агрегата, что снижает затраты мощности на привод этого насоса и улучшает энергомассовые характеристики двигателя.Формула изобретения
1. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием газа после турбины, содержащий камеру с входом и выходом охлаждающего тракта, газогенератор, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты, основной турбонасосный агрегат с установленными на одном валу турбиной, водородным насосом, дополнительным кислородным насосом и главным кислородным насосом, соединенным трубопроводом с головкой камеры, выход турбины, соединенный трубопроводом с головкой камеры, выход водородного насоса, соединенный с головкой газогенератора, выход дополнительного кислородного насоса, соединенный трубопроводом с головкой газогенератора, и выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов, соединенные с входом соответственно главного кислородного и водородного насосов основного турбонасосного агрегата, отличающийся тем, что он снабжен вспомогательным турбонасосным агрегатом с установленными на одном валу водородным насосом и турбиной, вход турбины которого соединен трубопроводом с выходом газогенератора, выход - с головкой камеры, вход водородного насоса вспомогательного турбонасосного агрегата соединен трубопроводом с выходом насоса водородного бустерного насосного агрегата. 2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что выход водородного насоса вспомогательного турбонасосного агрегата соединен трубопроводом с головкой газогенератора. 3. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что выход водородного насоса вспомогательного турбонасосного агрегата соединен трубопроводом с входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора, турбина водородного бустерного насосного агрегата соединена трубопроводами своим входом с выходом газогенератора, а выходом - с головкой камеры. 4. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что на валу вспомогательного турбонасосного агрегата установлен параллельный кислородный насос, который соединен трубопроводами своим входом с выходом насоса кислородного бустерного насосного агрегата, а выходом - с головкой камеры.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3www.findpatent.ru
Использование: в кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) и в ЖРД, работающих на других компонентах топлива. Сущность изобретения: двигатель содержит камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат (ТНА), бустерный насос (БН) горючего, БН окислителя с гидротурбиной и подводящий трубопровод гидротурбины. ТНА включает в себя трехступенчатый центробежный насос горючего, основной центробежный насос окислителя, дополнительный центробежный насос окислителя и двухступенчатую турбину. Основной насос окислителя выполнен с двухсторонним входом. Вход дополнительного насоса соединен со входом основного насоса с помощью перепускных каналов, выполненных в корпусах насоса. Приводом БН окислителя служит гидротурбина, вход которой соединен подводящим трубопроводом с отводящим трубопроводом дополнительного насоса окислителя. 1 ил.
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в кислородо-водородных ЖРД и в ЖРД, работающих на других компонентах топлива.
Известен кислородно-водородный ЖРД многоразового использования, содержащий камеру сгорания, ТНА горючего, ТНА окислителя, бустерный насос горючего, бустерный насос окислителя с гидротурбиной, газогенераторы привода турбин ТНА горючего и окислителя. ТНА горючего содержит трехступенчатый насос и двухступенчатую газовую турбину. ТНА окислителя содержит основной центробежный насос окислителя с двухсторонним входом, дополнительный центробежный насос окислителя и двухступенчатую газовую турбину. Выход основного насоса окислителя соединен трубопроводами с камерой сгорания, со входом гидравлической турбины бустерного насоса окислителя и со входом дополнительного насоса окислителя, выход которого соединен трубопроводом с газогенераторами. (Гахун Г.Г. Ваулин В.И. Володин В.А. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М. Машиностроение, 1989. Стр. 94. Рис. 5.7; стр. 95 97 прототип). Такая конструкция обладает следующими основными недостатками. Двигатель содержит две газовые турбины для привода ТНА горючего и ТНА окислителя. Известно, что одним из элементов, ограничивающим ракурс двигателя, является турбина. Наличие двух газовых турбин усложняет отработку и эксплуатацию двигателя, так как при многоразовом использовании двигателя требуется проведение ремонта турбин. ТНА окислителя содержит сложный в отработке узел уплотнения вала, разделяющий восстановительный высокотемпературный газ высокого давления в полости турбины и жидкий кислород в полости насоса окислителя. Как известно, антикавитационное совершенство насоса характеризуется кавитационным коэффициентом быстроходности.
где n частота вращения ротора, об/мин; V объемный расход жидкости через насос, м3/с; 
hсрв критический кавитационный запас на входе в насос, м. Для геометрически подобных насоса Cсрв является постоянной величиной. Критический кавитационный запас hсрв определяет величину необходимого давления на входе в насос, а следовательно, и напор бустерного насоса. Тогда из приведенной зависимости следует, что при заданной величине напора бустерного насоса, чем больше величина V, тем меньше должна быть частота вращения ротора. Чем меньше частота вращения ротора, тем меньше коэффициент полезного действия насоса и тем больше габариты и масса турбонасосного агрегата. Поэтому частоту вращения ротора необходимо выбирать максимально возможной. Так как через основной насос окислителя протекает суммарный расход кислорода в камеру сгорания, в газогенератор и на привод гидротурбины бустерного насоса окислителя, то это существенно ограничивает частоту вращения ротора ТНА и ухудшает его технические характеристики. Устранение данного недостатка особенно важно для одноблочной конструкции ТНА кислородно-водородного ЖРД, в которой кислородный и водородный насос имеют общий ротор и одинаковую частоту вращения ротора. Повышение частоты вращения ротора ТНА за счет улучшения кавитационных качеств кислородного насоса вызывает значительное повышение коэффициента полезного действия и снижает массу водородного насоса. Целью предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, повышение экономичности насосов и снижение затрат на эксплуатацию двигателя. поставленная цель достигается тем, что в кислородно-водородном ЖРД, содержащем камеру сгорания, многоступенчатый насос горючего, газогенератор и турбину привода насоса горючего, основной насос окислителя с отводящим трубопроводом, соединенным с камерой сгорания, дополнительный насос окислителя с отводящим трубопроводом, соединенным с газогенератором, бустерный насос горючего, бустерный насос окислителя с гидротурбиной и подводящий трубопровод гидротурбины, насосы горючего и окислителя выполнены с общим ротором и общей турбиной, вход в дополнительный насос окислителя соединен каналами со входом в основной насос окислителя, а подводящий трубопровод гидротурбины бустерного насоса окислителя соединен с отводящим трубопроводом дополнительного кислородного насоса. На чертеже схематично представлен предлагаемый кислородно-водородный ЖРД, где 1 камера сгорания, 2 газогенератор, 3 ТНА, 4 бустерный насос горючего, 5 бустерный насос окислителя, 6 гидротурбина бустерного насоса окислителя, 7 подводящий трубопровод гидротурбины, 8 насос горючего, 9 - основной насос окислителя, 10 дополнительный насос окислителя, 11 турбина, 12 вал основного и дополнительного насосов окислителя, 13 шлицевая рессора, 14 вал насоса горючего, 15 вход основного насоса окислителя, 16 - выход бустерного насоса окислителя, 17 подводящий трубопровод основного насоса окислителя, 18 вход дополнительного насоса, 19 перепускные каналы, 20 отводящий трубопровод основного насоса, 21 отводящий трубопровод дополнительного насоса, 22 отводящий трубопровод гидротурбины. Двигатель содержит камеру сгорания 1, газогенератор 2, ТНА 3, бустерный насос 4 горючего, бустерный насос 5 окислителя с гидротурбиной 6 и подводящий трубопровод 7 гидротурбины. ТНА 3 имеет одноблочную конструкцию, включающую в себя трехступенчатый центробежный насос 8 горючего, основной центробежный насос 9 окислителя, дополнительный центробежный насос 10 окислителя и двухступенчатую турбину 11. Основной насос 9 окислителя выполнен с двухсторонним входом. Вал 12 основного и дополнительного насосов окислителя соединен шлицевой рессорой 13 с валом 14 насоса горючего и образует общий ротор с общей турбиной 11. Вход 15 основного насоса окислителя соединен с выходом 16 бустерного насоса 5 окислителя подводящим трубопроводом 17 основного насоса окислителя. Вход 18 дополнительного насоса соединен со входом 15 основного насоса с помощью перепускных каналов 19, выполненных в корпусах насоса. Основной насос 9 окислителя соединен отводящим трубопроводом 20 с камерой сгорания 1. Дополнительный насос 10 соединен с газогенератором 2 отводящим трубопроводом 21. Приводом бустерного насоса 5 окислителя служит гидротурбина 6, вход которой соединен подводящим трубопроводом 7 с отводящим турбопроводом 21 дополнительного насоса. Выход гидротурбины соединен отводящим трубопроводом 22 с подводящим трубопроводом 17 основного насоса. Во время работы кислород из бака поступает в бустерный насос 5 окислителя. С выхода 16 бустерного насоса 5 окислителя по подводящему трубопроводу 17 кислород подводится на вход 15 основного насоса 9. Со входа 15 кислород поступает в крыльчатку основного насоса 9 и по перепускным каналам 19 на вход 18 дополнительного насоса 10. После основного насоса кислород подает по отводящему трубопроводу 20 в камеру сгорания 1. После дополнительного насоса кислород подается по отводящему трубопроводу 21 в газогенератор 2. На гидротурбину 6 по подводящему трубопроводу 7 подается кислород, отбираемый из отводящего трубопровода 21 дополнительного насоса. После гидротурбины кислород по отводящему трубопроводу 22 гидротурбины поступает в подводящий трубопровод 17 и далее на вход 15 основного насоса окислителя. Крутящий момент от турбины 11 передается к валу 12 основного и дополнительного насосов окислителя через вал 14 насоса горючего и шлицевую рессору 13. Через основной насос протекает только кислород, поступающий в камеру сгорания, а через дополнительный насос кислород, подводимый в газогенератор и на гидротурбину бустерного насоса окислителя. Давление в газогенераторе выше давления в камере сгорания, поэтому напор, а следовательно, и наружный диаметр крыльчатки, дополнительного насоса больше, чем у основного насоса. Так как основной кислородный насос разгружен от расхода кислорода, подаваемого в газогенератор и на гидротурбину бустерного насоса окислителя, частота вращения ротора основного насоса повышена на 15% В одноблочной конструкции ТНА с одинаковой частотой вращения роторов насосов горючего и окислителя увеличение частоты вращения улучшает технические характеристики водородного насоса, имеющего мощность и массу существенно превышающую мощность и массу кислородного насоса. Применение предлагаемого изобретения улучшает антикавитационные качества кислородного насоса, повышает экономичность насосов и улучшает эксплуатационные качества ЖРД. Использование предлагаемого изобретения не требует специальных технологий и реализуется известными методами изготовления.Формула изобретения
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, многоступенчатый насос горючего, газогенератор и турбину привода насоса горючего, основной насос окислителя с отводящим трубопроводом, соединенным с камерой сгорания, дополнительный насос окислителя с отводящим трубопроводом, соединенным с газогенератором, бустерный насос горючего, бустерный насос окислителя с гидротурбиной и подводящий трубопровод гидротурбины, отличающийся тем, что вход в дополнительный насос окислителя соединен каналами с входом в основной насос окислителя, а подводящий трубопровод гидротурбины бустерного насоса окислителя соединен с отводящим трубопроводом дополнительного насоса окислителя.РИСУНКИ
Рисунок 1www.findpatent.ru
