жидкостный ракетный двигатель

Формула изобретения

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, имеющие тракт регенеративного охлаждения, насос окислителя и насос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, газогенератор, вход которого подключен к расходной магистрали окислителя и через промежуточную линию сообщен с расходной магистралью горючего, подключенной через тракт регенеративного охлаждения к камере сгорания, при этом выход газогенератора соединен с входом приводной турбины, выход которой через газовод подключен к камере сгорания, отличающийся тем, что он снабжен герметичной емкостью, имеющей разделенные гибкой мембраной герметичные полости, одна из которых содержит пусковое горючее и через отсечной клапан подключена к пусковой форсунке, которой снабжена камера сгорания, и через линию подачи пускового горючего с последовательно установленными в ней нормально открытым обратным клапаном и отсечным клапаном подключена к входу газогенератора, а другая полость емкости через отсечной клапан сообщена с источником газа высокого давления, на магистрали окислителя перед газогенератором установлен отсечной клапан с дренажом, в газоводе между турбиной и камерой сгорания установлено сопло Лаваля, в тракте регенеративного охлаждения сопла и камеры сгорания последовательно по ходу горючего установлены труба Вентури и отсечной клапан с дренажом, при этом промежуточная линия подачи горючего в газогенератор подключена к линии подачи пускового горючего в газогенератор через нормальной закрытый обратный клапан.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) многократного запуска с турбонасосной системой питания, работающих по замкнутой системе на криогенном топливе, в частности ЖРД разгонных блоков и космических аппаратов ракетно-космических комплексов.

Известен жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой питания, работающий по замкнутой схеме, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасосный агрегат (ТНА) окислителя и турбонасосный агрегат горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, газогенератор, вход которого подключен к расходной магистрали окислителя и к расходной магистрали горючего, которая сообщена также с камерой сгорания, при этом в магистралях окислителя и горючего перед турбонасосными агрегатами установлены бустерные насосы окислителя и горючего, связанные с приводными бустерными турбинами, соединенными с источниками сжатого пускового газа (пат. РФ N 2084677, кл. F 02 K 9/48, 1994 г.).

Недостатком известного ЖРД является сложность конструкции, обусловленная наличием в нем двух автономных турбонасосных агрегатов на магистралях компонентов топлива. При этом, вследствие наличия двух ТНА, снижается надежность и усложняется функционирование известного двигателя ввиду необходимости синхронизации работы обоих ТНА. Кроме того, известный ЖРД является двигателем одноразового запуска.

Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, имеющие тракт регенеративного охлаждения, насос окислителя и насос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, газогенератор, вход которого подключен к расходной магистрали окислителя и через промежуточную линию сообщен с расходной магистралью горючего, подключенной через тракт регенеративного охлаждения к камере сгорания, при этом выход газогенератора соединен с входом приводной турбины, выход которой через газовод подключен к камере сгорания (А.А.Козлов и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988, с. 121, рис.2.18).

Данная конструкция жидкостного ракетного двигателя позволяет осуществлять его многократный запуск только при использовании в нем самовоспламеняющихся компонентов ракетного топлива, например жидкого кислорода и несимметричного диметилгидразина (НДМГ), а на несамовоспламеняющихся компонентах топлива она неработоспособна.

Недостатком данного двигателя является его низкая надежность, поскольку режим работы его основных агрегатов (турбонасосного агрегата и газогенератора) жестко зависит от давления в камере сгорания, и нарушение целостности камеры сгорания, например нарушение ее герметичности вследствие прогара или образования трещин, приводит к разрушению турбонасосного агрегата и выходу двигателя из строя. Кроме того, самовоспламеняющееся ракетное топливо характеризуется низким удельным импульсом тяги, величина которого не превышает 300 кгссек/кг тяги, а компоненты этого топлива, например НДМГ, являются очень токсичными веществами, что создает значительные неудобства при эксплуатации ЖРД. Поэтому недостатком известного жидкостного ракетного двигателя также является низкая удельная тяга, обусловленная невозможностью использования в нем высокоэффективного и экологически чистого ракетного топлива, например, топлива "керосин - жидкий кислород", удельная тяга которого значительно превышает тягу самовоспламеняющихся ракетных топлив и составляет ~360 кгссек/кг тяги.

Технической задачей, решаемой изобретением, является повышение надежности работы и увеличение удельной тяги жидкостного ракетного двигателя многократного запуска, а также снижение отрицательных последствий влияния эксплуатации двигателя на окружающую среду.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, имеющие тракт регенеративного охлаждения, насос окислителя и насос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, газогенератор, вход которого подключен к расходной магистрали окислителя и через промежуточную линию сообщен с расходной магистралью горючего, подключенной через тракт регенеративного охлаждения к камере сгорания, при этом выход газогенератора соединен с входом приводной турбины, выход которой через газовод подключен к камере сгорания, в соответствии с изобретением, снабжен герметичной емкостью, имеющей разделенные гибкой мембраной герметичные полости, одна из которых содержит пусковое горючее и через отсечной клапан подключена к пусковой форсунке, которой снабжена камера сгорания, и через линию подачи пускового горючего с последовательно установленными в ней нормально открытым обратным клапаном и отсечным клапаном подключена к входу газогенератора, а другая полость емкости через отсечной клапан сообщена с источником газа высокого давления, на магистрали окислителя перед газогенератором установлен отсечной клапан с дренажом, в газоводе между турбиной и камерой сгорания установлено сопло Лаваля, в тракте регенеративного охлаждения сопла и камеры сгорания последовательно по ходу горючего установлены труба Вентури и отсечной клапан с дренажом, при этом промежуточная линия подачи горючего в газогенератор подключена к линии подачи пускового горючего в газогенератор через нормально закрытый обратный клапан.

Наличие герметичной емкости, имеющей две разделенные гибкой мембраной полости, одна из которых содержит самовоспламеняющееся пусковое горючее и через отсечной клапан подключена к пусковой форсунке камеры сгорания и к входу газогенератора, позволяет осуществить предварительный запуск газогенератора, обеспечив запуск основной турбины, и получить дежурный факел в камере сгорания перед подачей в нее основных компонентов топлива, а установка обратных клапанов на линиях подачи в газогенератор пускового и основного горючего обеспечивает автоматический выход газогенератора на номинальный режим работы при запуске двигателя. При этом обеспечивается надежный запуск ЖРД на несамовоспламеняющемся высокоэффективном топливе с использованием для этой цели пускового горючего, что позволяет существенно увеличить удельную тягу двигателя. В частности, это достигается при использовании экологически чистого топлива "керосин-жидкий кислород". Установка сопла Лаваля в газоводе за турбиной и наличие трубки Вентури и отсечного клапана с дренажем, установленных в тракте регенеративного охлаждения сопла и камеры сгорания, обеспечивает функционирование турбонасосного агрегата и газогенератора на номинальном режиме независимо от изменений давления в камере сгорания двигателя. Это существенно повышает надежность работы ЖДР, поскольку нарушение целостности его камеры сгорания при многократных запусках не приводит к выходу двигателя из строя.

Технический результат, создаваемый изобретением, заключается в обеспечении надежного многократного запуска ЖРД на несамовоспламеняющихся компонентах ракетного топлива, обладающих высокой удельной тягой и являющихся экологически чистыми веществами, позволяющими избежать отрицательных экологических последствий в случае аварии или неполадок при запуске ракеты-носителя.

Конструкция предложенного жидкостного ракетного двигателя представлена на чертеже.

Двигатель содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, имеющие тракт регенеративного охлаждения 3, состоящий из двух участков охлаждения, соединенных внешней линией 4. К смесительной головке камеры сгорания 1 через тракт охлаждения 3 подключена магистраль горючего 5, связанная через основной насос горючего 6 и бустерный насос 7 с баком горючего 8. В линии 4, соединяющей участки тракта регенеративного охлаждения 3, последовательно по ходу горючего установлены труба Вентури 9 и клапан с дренажом 10. Смесительная головка камеры сгорания 1 через газовод 11 с установленным в нем соплом Лаваля 12, основную приводную турбину 13, газогенератор 14 и клапан с дренажом 15 соединена также с магистралью окислителя 16, связанной через основной насос окислителя 17, бустерный насос 18 и отсечной клапан 19 с баком окислителя 20. Основная приводная турбина 13 установлена на одном валу с основными насосами горючего и окислителя 6 и 17. Вход газогенератора 14 через отсечной клапан 21 и промежуточную линию 22, в которой последовательно установлены нормально закрытый обратный клапан 23 и регулятор 42 системы регулирования тягой двигателя, подключен к магистрали горючего 5. Привод бустерных насосов горючего и окислителя 7 и 18 осуществляется от двухступенчатых бустерных турбин соответственно 24 и 25, установленных последовательно, при этом вход турбины 25 через клапан 26 соединен с магистралью управления электропневмоклапанами 27, подключенный через редуктор 28 и пусковой клапан 29 к источнику инертного газа высокого давления, а выход турбины 24 соединен с рулевым соплом 30. Вход бустерной турбины 25 магистралью 31 соединен также с выходом газогенератора 14.

Двигатель также содержит герметичную емкость 32, раздельную гибкой мембраной на герметичные полости 33 и 34. Полость 33 емкости 32 заполнена инертным газом и через регулятор 28 и клапан 29 сообщена с источником инертного газа высокого давления, а полость 34 емкости содержит самовоспламеняющееся в кислороде пусковое горючее, например триэтилалюминий, и через отсечной клапан 35 линией 36 подключена к пусковой форсунке 37, установленной в смесительной головке камеры сгорания 1, а линией подачи пускового горючего 38 через нормально открытый обратный клапан 39 и отсечной клапан 21 подключена к входу газогенератора 14. В магистрали горючего 5 после бустерного насоса 24 установлен отсечной клапан 40, а перед трактом охлаждения 3 в магистрали 5 установлен дроссель 41 системы регулирования соотношения компонентов топлива.

Двигатель работает следующим образом.

Началом запуска двигателя является открытие клапана 29, при этом инертный газ от источника высокого давления (баллона) поступает в двигатель через редуктор 28 и заполняет магистраль управления электропневмоклапанами 27, а также осуществляет наддув полости 33 емкости 32. Затем открывают клапан 40 в магистрали горючего 5 и горючее (керосин) из бака 8 поступает в основной насос горючего 6, дроссель 41, нижнюю часть тракта охлаждения 3, трубку Вентури 9 и через открытый дренаж клапана 10 выбрасывается наружу. Одновременно горючее поступает в линию 22 отбора горючего на газогенератор и находится там перед нормально закрытым обратным клапаном 23. После этого открывают пускоотчетной клапан 19 и закрывают дренаж клапана 15 в магистрали окислителя 16, открыв подачу окислителя в газогенератор 14. Одновременно открывают клапан 26 в магистрали 27, при этом инертный газ (гелий) от редуктора 28 поступает на бустерные турбины 25 и 24, приводящие в действие бустерные насосы подачи горючего и окислителя 7 и 18. Окислитель (жидкий кислород) из бака 20 поступает в насосы окислителя 18 и 17, проходит газогенератор 14, турбину 13, сопло Лаваля 12 и по газоводу 11 поступает в камеру сгорания 1, откуда выбрасывается через сопло 2.

Далее открывают отсечной клапан 35 и пусковое горючее, вытесняемое из полости 34 емкости 32 давлением инертного газа в полости 33, по линии 36 поступает на пусковую форсунку 37 камеры сгорания 1, где в контакте с кислородом, поступающим по газоводу 11, самовоспламеняется и образует постоянный факел для поджига основного горючего-керосина. Одновременно пусковое горючее заполняет линию 38 с нормально открытым обратным клапаном 39 перед закрытым клапаном 21 на входе в газогенератор 14. После проведения этих предварительных операций осуществляют запуск двигателя. Для этого открывают отсечной клапан 21 и производят подачу пускового горючего в газогенератор 14, где оно в контакте с кислородом самовоспламеняется с образованием окислительного генераторного газа высокой температуры и давления, который через турбину 13 и сопло Лаваля 12 по газаводу 11 поступает в камеру сгорания 1, давление в которой в этот момент отсутствует.

Сопло Лаваля рассчитано таким образом, что в его критическом сечении имеет место звуковое течение генераторного газа, при этом устанавливается заданный расход газа через сопло и заданное давление за турбиной 13 независимо от наличия давления в камере сгорания. Отсутствие сопла Лаваля 12 при отсутствии давления в камере сгорания 1 в момент запуска газогенератора 14 может привести к разгону и разрушению турбины 13. Раскрутка турбины 13 приводит в действие основные насосы подачи окислителя и горючего 6 и 17, давление в магистралях 5 и 16 начинает резко возрастать. При этом образующийся при запуске перепад давлений приводит к получению кавитационного режима течения жидкости (горючего) в критическом сечении трубки Вентури 9, что препятствует увеличению расхода горючего по тракту охлаждения 3 и, соответственно, увеличению потерь горючего через открытый дренаж клапана 10.

Рост давления в магистрали горючего 5 приводит также к открытию обратного клапана 23 и закрытию обратного клапана 39 в линии пускового горючего, при этом в газогенератор 14 начинает поступать основное горючее от насоса 6. Газогенератор выходит на номинальный режим, давление за насосами компонентов топлива 6 и 17 возрастает и турбонасосный агрегат выходит на номинальный режим при отсутствии давления в камере сгорания. После этого переключают пускоотсечной клапан 10, перекрывая выброс горючего в дренаж и открывая его подачу в камеру сгорания 1, куда поступает окислительный генераторный газ из газогенератора 14. Горючее (керосин) воспламеняется в окислительной среде от факела пусковой форсунки 37, камера сгорания 1 выходит на номинальный заданный режим и запуск двигателя заканчивается.

После выхода газогенератора на номинальный режим давление в магистрали 31 возрастает и часть генераторного газа поступает на бустерные турбины 25 и 24, осуществляющие привод бустерных насосов 18 и 7. Турбонасосный агрегат и газогенератор работают на номинальном режиме независимо от работы камеры сгорания.

Выключение двигателя осуществляется закрытием отсечных клапанов 21, 19, 40, 29, 35 и клапана 15 с открытием его дренажа.

При проведении повторных запусков предложенного двигателя вышеназванные операции повторяются в указанной последовательности.

Таким образом, предложенная конструкция жидкостного ракетного двигателя обеспечивает надежный многократный запуск двигателя на несамовоспламеняющихся компонентах ракетного топлива, обладающих высокой удельной тягой и являющихся экологически чистыми компонентами топлива, позволяющих избежать отрицательных экологических последствий в случае аварии или неполадок при запуске ракеты-носителя. Использование предлагаемого ЖРД в космических разгонных блоках позволит существенно увеличить массу выводимых на орбиту полезных грузов, а также значительно повысит экологическую безопасность при осуществлении запусков ракет-носителей.