жидкостный ракетный двигатель
Классы МПК: | B64G1/14 космические транспортные корабли многократного применения B64G1/40 размещение и модификация двигательных систем F02K9/48 приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (турбонасосная система подачи) |
Автор(ы): | Катков Р.Э., Тупицын Н.Н., Чикаев И.П. |
Патентообладатель(и): | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" |
Приоритеты: |
подача заявки:
1999-04-20 публикация патента:
27.09.2000 |
Изобретение относится к ракетно-космич. технике и может быть использовано в составе разгонных блоков ступеней ракет-носителей, а также в качестве маршевого двигателя космич. аппаратов. Согласно изобретению двигатель содержит камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов, газогенератор и турбину. При этом в него введен конденсатор, с входом которого соединен по линии хладагента выход из насоса одного из компонентов топлива. Выход испарителя соединен с входом в турбину по линии хладагента, а выход турбины - с входом в конденсатор по линии теплоносителя. Выход конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом соответствующего насоса. Вход в испаритель по линии теплоносителя соединен с выходом газогенератора. Последний питается от насосов подачи компонентов. Выход испарителя по линии теплоносителя соединен с входом в камеру сгорания. При работе двигателя в его камере может быть создано более высокое давление и уменьшен расход компонента на создание завесы охлаждения. Изобретение позволяет повысить эффективность двигателя и расширить область его применения. 1 ил.
Рисунок 1
Формула изобретения
Жидкостный ракетный двигатель, включающий в себя камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов, газогенератор и турбину, отличающийся тем, что в него введен конденсатор, при этом выход из насоса одного из компонентов соединен посредством магистралей с входом в конденсатор по линии хладагента, выход из испарителя соединен с входом в турбину по линии хладагента, а выход турбины - с входом в конденсатор по линии теплоносителя, выход конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос подачи соответствующего компонента, при этом вход в испаритель по линии теплоносителя соединен с выходом газогенератора, питающегося от насосов подачи компонентов, а выход испарителя по линии теплоносителя - с входом в камеру сгорания.Описание изобретения к патенту
Данный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) предназначен для использования в составе космических разгонных блоков (РБ), ступеней ракетоносителей (РН) и как маршевый двигатель космических аппаратов. Аналогом данного ЖРД является ЖРД замкнутой схемы с дожиганием рабочего газа турбины турбонасосного агрегата (ТНА). В качестве рабочего газа как правило выступает один из компонентов топлива, газифицируемый в газогенераторе (ГГ). Использование для ГГ специального компонента или запаса газа ведет к увеличению сложности ЖРД и росту его массы, но не устраняет недостатков, присущих этой схеме. В большинстве случаев, кроме ЖРД на топливе водород + кислород, в ГГ газифицируется окислитель, т. к. на борту его всегда в несколько раз больше, чем горючего, за счет чего возможно значительно увеличить давление в камере сгорания (КС), что в свою очередь приводит к снижению массы ЖРД, резкому сокращению его габаритов и увеличению эффективности использования топлива. Более подробно системы подачи топлива с ГГ описаны в [2, кн. 2, стр. 109-117], [1, стр. 115-125]. Турбина ТНА, питаемая рабочим газом из ГГ, приводит в действие насосы подачи компонентов топлива, которые подают компоненты в ГГ и КС. Рабочий газ из ГГ после срабатывания на турбине ТНА подается в КС, где происходит его дожигание. Таким образом, химическая энергия топлива используется максимально полно, за счет чего достигается большая эффективность ЖРД. Однако такой схеме присущи и недостатки: сложность отработки запуска ЖРД (так как в ЖРД замкнутых схем все элементы конструктивно тесно связаны друг с другом и очень сложно обеспечить их безаварийное взаимодействие во время процесса запуска, когда все элементы ЖРД испытывают максимальные пиковые нагрузки); сложность обеспечения нормальной работы высокотемпературной турбины ТНА и других горячих элементов ЖРД при использовании для привода турбины окислительного газа из-за возможности их разгара (особенно турбины ТНА); необходимость отработки устойчивой работы ГГ; повышенная, по сравнению с ЖРД других схем, неустойчивость работы при колебаниях давления в КС, возникающих во время работы ЖРД, которые могут привести к резонансу или срыву процессов в КС, так как при колебании давления в КС одновременно изменяется противодавление на насосах (т.е. изменяется энергия, необходимая для подачи в КС заданного расхода топлива) и в противофазе ему измеряется перепад давления на турбинах ТНА (т.е. в противофазе изменяется располагаемая механическая энергия для привода насосов подачи компонентов); снижение скорости истечения продуктов сгорания топлива и его плотности из-за необходимости использовать внутреннее, завесное охлаждение стенок КС, т.к. регенеративного охлаждения компонентами топлива при высоких давлениях в КС не хватает. Прототипом является патент РФ N 2095608, МПК6: F 02 K 9/48 (БИ, N 31, 1997) на изобретение жидкостного ракетного двигателя, содержащего камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов (горючего и окислителя), газогенератор и турбину. К недостаткам прототипа относится очень низкая энергетика такого цикла. Расчеты, проведенные для двигателя с КПД турбины 0,7, КПД насосов подачи компонентов 0,6, при массовом соотношении окислителя и горючего Km = 2,6, показали, что максимально возможное количество испаренного кислорода, нагретого до температуры горючего, составит![жидкостный ракетный двигатель, патент № 2156721](/images/patents/315/2156001/8776.gif)
![жидкостный ракетный двигатель, патент № 2156721](/images/patents/315/2156001/8776.gif)
![жидкостный ракетный двигатель, патент № 2156721](/images/patents/315/2156001/8776.gif)
1 - насос подачи горючего;
2 - насос подачи окислителя;
3 - турбина;
4 - камера сгорания (КС);
5 - испаритель;
6 - конденсатор;
7 - газогенератор. Представленный ЖРД включает в себя насосы подачи компонентов (горючего и окислителя) 1 и 2 соответственно. Насос 1 подает горючее сразу в КС 4. Окислитель после насоса подачи окислителя 2 поступает на вход в конденсатор 6 по линии хладагента. Выйдя из конденсатора 6, окислитель последовательно подается в испаритель 5, турбину 3 и в конденсатор 6 по линии теплоносителя. Выход конденсатора 6 по линии теплоносителя связан со входом в насос окислителя 2. При работе ЖРД питание насосов 1 и 2 осуществляется за счет срабатывания на турбине 3 предварительно газифицированного в испарителе 5 (тепло для газификации подводится от газогенератора 7) одного из компонентов топлива (например, окислителя). После турбины 5 газифицированный окислитель попадает в конденсатор 6, где конденсируется до жидкого состояния и несколько переохлаждается, чтобы исключить последующее вскипание компонента при его подаче после конденсатора 6 на вход в насос подачи окислителя 2. После нагнетания в насосе подачи окислителя 2 увеличенный расход окислителя (расход окислителя через КС 4 + расход окислителя на питание насосов подачи компонентов 1 и 2) поступает в конденсатор 6, где выступает в качестве хладагента. После конденсатора 6 происходит деление потока окислителя: одна (большая) его часть поступает в КС 4, а другая (меньшая) - в замкнутый цикл питания насосов подачи компонентов 1 и 2. Необходимая энергия для привода насосов подачи компонентов 1 и 2 получается за счет разности работы, совершаемой на турбине 3, и работы по увеличению давления компонента в насосе 2. При запуске ЖРД возможен сброс газифицированного в испарителе 5 окислителя из замкнутого цикла питания насосов подачи компонентов 1 и 2. Это позволит сократить время выхода ЖРД на режим полной тяги и повысить надежность его запуска, так как при этом возможен сброс паров окислителя, образующихся при его контакте с нагретыми элементами ЖРД. ЖРД предложенной схемы позволяет за счет возможности применения высокоперепадных турбин и достаточно большого массового расхода газифицированного компонента обеспечить давление в КС, в 2 - 4 раза большее по сравнению с прототипом. Это позволит обеспечить в КС двигателей высокие давления при низкой температуре газифицированного компонента, что полностью снимает проблему возгорания горячих конструктивных элементов (например, турбины) в перегретом кислороде при газификации окислителя. Расчеты показывают, что с помощью такой схемы питания ЖРД возможно, например, создание в КС давления 180 ата для двигателя тягой 8 т на топливе кислород+керосин при температуре газифицированного кислорода
![жидкостный ракетный двигатель, патент № 2156721](/images/patents/315/2156001/8776.gif)
![жидкостный ракетный двигатель, патент № 2156721](/images/patents/315/2156001/8776.gif)
![жидкостный ракетный двигатель, патент № 2156721](/images/patents/315/2156001/8776.gif)
1. Козлов А.А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1988 - 352 с.: ил. - стр. 115-125. 2. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей, /в 2-х книгах/ под ред. В.М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. - М.: Высшая школа. 1993 - кн. 2. стр. 109-117.
Класс B64G1/14 космические транспортные корабли многократного применения
Класс B64G1/40 размещение и модификация двигательных систем
Класс F02K9/48 приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (турбонасосная система подачи)