кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель с тепловым модулем, тепловой модуль и способ получения бессажевого газа в тепловом модуле

Формула изобретения

1. Кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель с тепловым модулем, содержащий камеру двигателя с корпусом, трактом регенеративного охлаждения и смесительной головкой, турбонасосный агрегат с турбиной, на валу которой установлены насосы горючего и окислителя, выходы которых соединены со смесительной головкой камеры, при этом турбина турбонасосного агрегата соединена с трактом регенеративного охлаждения, которые вместе с подогревателем рабочего тела турбины, конденсатором, установленным в выходной магистрали насоса окислителя, и циркуляционным насосом включены в замкнутый контур рабочего тела турбины, причем указанный подогреватель соединен с выходом газогенератора, смесительная головка которого соединена с выходными магистралями насосов окислителя и горючего, а выход газа из подогревателя соединен с выходной магистралью насоса окислителя, отличающийся тем, что газогенератор и подогреватель рабочего тела турбины выполнены в виде единого теплового модуля, представляющего собой корпус, на входе которого установлена смесительная головка с коллекторами подвода окислителя и избыточного горючего с размещенной внутри корпуса реакционной камерой и выходной патрубок, который соединен с напорной магистралью насоса окислителя, при этом внутри реакционной камеры по всей ее длине установлены теплообменные элементы, соединенные с магистралью подвода рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, причем по длине корпуса теплового модуля выполнены пояса дожигания избыточного горючего, которые соединены с реакционной камерой и с напорной магистралью насоса окислителя, при этом выход из реакционной камеры соединен с выходной магистралью насоса окислителя.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в замкнутом контуре, между входом в циркуляционный насос и выходом конденсатора, установлен ресивер.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на магистрали кислорода в обвод конденсатора установлен байпасный трубопровод с управляемым клапаном.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что приводом циркуляционного насоса является автономная турбина, включенная в указанный контур, на выходе турбины турбонасосного агрегата.

5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что между входом и выходом турбины циркуляционного насоса установлена байпасная магистраль, снабженная регулирующим органом.

6. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что циркуляционный насос снабжен дополнительным автономным приводом.

7. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела замкнутого контура используется водоаммиачная смесь (до 35 вес.% аммиака).

8. Способ получения бессажевого высокотемпературного газа, основанный на сжигании в реакционной камере углеводородного горючего с жидким кислородом, отличающийся тем, что сжигание горючего осуществляют последовательными каскадами ввода окислителя, при этом в начале каждого каскада за счет ввода окислителя обеспечивают температуру продуктов сгорания, максимально допустимую для стенок реакционной камеры, а затем охлаждают их до значений температуры, исключающих образование сажи, причем в последнем каскаде указанного процесса сжигания создают стехиометрическое соотношение образовавшихся продуктов сгорания.

9. Способ по п.8, отличающийся тем, что в качестве углеводородного горючего используют жидкий керосин, а в качестве окислителя - жидкий кислород.

10. Тепловой модуль, содержащий корпус, смесительную головку с патрубками подвода жидкого углеводородного горючего и жидкого окислителя, реакционную камеру и патрубок отвода горячих газов из реакционной камеры, отличающийся тем, что внутри реакционной камеры установлены теплообменные элементы, подключенные к замкнутому контуру рабочего тела турбины, а в корпусе теплового модуля выполнены кольцевые пояса поэтапного ввода жидкого окислителя в реакционную камеру, при этом расстояние между указанными поясами подбирают исходя из того, чтобы в конце каждого каскада сжигания температура продуктов сгорания не была ниже температуры начала образования сажи.

11. Тепловой модуль по п.9, отличающийся тем, что его корпус выполнен за одно целое с теплообменными элементами.

Описание изобретения к патенту

Область техники

Данное изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, в которых турбогаз для привода турбонасосного агрегата получают за счет тепла, снимаемого в тракте охлаждения камеры.

Предшествующий уровень техники

Предлагаемое изобретение является дальнейшим совершенствованием технического решения, защищенного патентом РФ №2155273, МКИ F 02 К 9/64 от 27.02.2000.

В изобретении по патенту №2155273 описан жидкостный ракетный двигатель с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата, в котором, с целью повышения рабочего давления в камере двигателя, в магистрали, соединяющей выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе на штатных компонентах топлива, при этом выход из газогенератора подключен к выходной магистрали насоса окислителя. Кроме того, отличительной особенностью этого изобретения является применение аммиака в качестве охладителя камеры двигателя и рабочего тела турбины турбонасосного агрегата.

В изобретении по патенту 2155273 для подогрева рабочего тела турбины приведен газогенератор, вырабатывающий газ с избытком окислителя. Данное техническое решение принимаем за прототип предлагаемого изобретения кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя.

Однако создание газогенератора, обеспечивающего высокотемпературный нагрев рабочего тела турбины и допускающего последующий сброс газа в основную кислородную магистраль двигателя, является достаточно проблематичным, поскольку использование газогенератора с избытком окислителя сопряжено с опасностью возгорания элементов проточной части горячего окислительного газа, а использование газогенератора с избытком горючего (керосина) из-за образования сажи в продуктах газогенерации недопустимо по соображениям пожаровзрывобезопасности основной кислородной магистрали.

Известен газогенератор, состоящий из корпуса, внутри которого размещена реакционная камера, смесительной головки с топливоподводящими патрубками и выходным патрубком. Процесс горения в таком газогенераторе происходит с избытком горючего и сопровождается большим выбросом сажи. Этот газогенератор применялся, например, в жидкостном ракетном двигателе для привода турбины турбонасосного агрегата с выбросом отработанного турбогаза в окружающую среду (см. В.П.Глушко, Альбом "Конструкции ЖРД" 2.3, Воениздат МО СССР, М., 1969, с.146, 157). Данное решение принимаем за аналог предлагаемого изобретения - тепловой модуль.

Известен также бессажевый газогенератор с избытком горючего (см., например, патент РФ №2108477, МКИ F 02 К 9/52, 10.04.98). Газогенератор работает на трехкомпонентном топливе при поочередном сжигании керосина и водорода в кислороде, при этом кислород с частью керосина сжигают при температуре выше температуры образования углерода, а оставшуюся часть керосина подают за высокотемпературной зоной горения, после чего продукты сгорания балластируют водородом до получения температуры рабочего тела. Использование водорода позволяет связывать свободный углерод водородом с последующим образованием газообразного метана. Данное техническое решение принимаем за прототип предлагаемого изобретения - тепловой модуль.

Применение указанного бессажевого газогенератора в кислородно-керосиновом жидкостном ракетном двигателе естественно приводит к усложнению конструкции двигателя, обусловленному введением третьего компонента - водорода.

Использование аммиака в качестве рабочего тела замкнутого контура не позволяет поднять его температуру до максимально возможной величины (750-900С), т.к. приводит к недопустимому разложению аммиака, ухудшению процесса конденсации, что равносильно увеличению теплообменной поверхности конденсатора.

Раскрытие изобретения

Задача предлагаемого изобретения состояла в разработке принципиально нового бессажевого газогенератора и внедрении его в принципиальную схему кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя с замкнутым контуром приводом турбины турбонасосного агрегата, в создании рабочего тела турбины с улучшенными термодинамическими параметрами, а также в совершенствовании системы подачи компонентов топлива и запуска двигателя.

Технический результат за счет использования в схеме жидкостного ракетного двигателя новых решений состоит в повышении основных характеристик жидкостного ракетного двигателя, в повышении его надежности и габаритно-массовых показателей.

Поставленная задача решена за счет того, что в кислородно-керосиновом жидкостном реактивном двигателе с тепловым модулем, содержащем камеру двигателя с корпусом, трактом регенеративного охлаждения и смесительной головкой, турбонасосный агрегат с турбиной, на валу которой установлены насосы горючего и окислителя, выходы которых соединены со смесительной головкой камеры, при этом турбина турбонасосного агрегата соединена с трактом регенеративного охлаждения, которые вместе с подогревателем рабочего тела турбины, конденсатором, установленным в выходной магистрали насоса окислителя, и циркуляционным насосом включены в замкнутый контур рабочего тела турбины, причем указанный подогреватель соединен с выходом газогенератора, смесительная головка которого соединена с выходными магистралями насосов окислителя и горючего, а выход газа из подогревателя соединен с выходной магистралью насоса окислителя, газогенератор и подогреватель рабочего тела турбины выполнены в виде единого теплового модуля, представляющего собой корпус, на выходе которого установлена смесительная головка с коллекторами подвода окислителя и избыточного горючего, с размещенной внутри корпуса реакционной камерой и выходной патрубок, который соединен с напорной магистралью насоса окислителя, при этом внутри реакционной камеры по всей ее длине установлены теплообменные элементы, соединенные с магистралью подвода рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, причем по длине корпуса теплового модуля выполнены пояса дожигания избыточного горючего, которые соединены с реакционной камерой и с напорной магистралью насоса окислителя.

Другими отличиями предлагаемого изобретения являются:

- в замкнутом контуре между входом в циркуляционный насос и выходом из конденсатора установлен ресивер;

- на магистрали кислорода в обвод конденсатора установлен байпасный трубопровод с управляемым клапаном;

- приводом циркуляционного насоса является автономная турбина, включенная в указанный контур на выходе турбины турбонасосного агрегата;

- между входом и выходом турбины циркуляционного насоса установлена байпасная магистраль, снабженная регулирующим органом;

- циркуляционный насос снабжен дополнительным автономным приводом;

- в качестве рабочего тела замкнутого контура используется водоаммиачная смесь (до 35% вес. аммиака).

Кроме того, в тепловом модуле, содержащем корпус, смесительную головку с патрубками подвода жидкого углеводородного горючего и жидкого окислителя, реакционную камеру и патрубок отвода горячих газов из реакционной камеры, дополнительно внутри реакционной камеры установлены теплообменные элементы, подключенные к замкнутому контуру рабочего тела турбины, а в корпусе теплового модуля выполнены кольцевые пояса поэтапного ввода жидкого окислителя в реакционную камеру, при этом расстояние между указанными поясами подбирают исходя из того, чтобы в конце каждого каскада сжигания температура продуктов сгорания не была ниже температуры начала образования сажи.

Дополнительным отличием теплового модуля является то, что его корпус выполнен за одно целое с теплообменными элементами.

В указанной конструкции теплового модуля реализуется способ получения бессажевого высокотемпературного газа, основанный на сжигании в реакционной камере углеводородного горючего с жидким кислородом, причем этот процесс осуществляют последовательными каскадами ввода окислителя, при этом в начале каждого каскада за счет ввода окислителя обеспечивают температуру продуктов сгорания, максимально допустимую для стенок реакционной камеры, а затем охлаждают их до значений температуры, исключающих образование сажи, причем в последнем каскаде указанного процесса сжигания создают стехиометрическое соотношение образовавшихся продуктов сгорания. Кроме того, в этом процессе в качестве углеводородного горючего используют жидкий керосин, а в качестве окислителя - жидкий кислород.

Краткое описание чертежей

Суть изобретения поясняется фиг.1, 2, 3 и 4.

На фиг.1 представлена принципиальная схема жидкостного ракетного двигателя.

На фиг.2 представлен один из вариантов конструктивной схемы теплового модуля, а на фиг.3 - его поперечное сечение.

На фиг.4 представлен график каскадного сжигания керосина в кислороде в тепловом модуле.

Пример реализации изобретения

В принципиальную схему жидкостного ракетного двигателя (фиг.1) входят камера 1, турбонасосный агрегат 2, тепловой модуль 3, замкнутый контур привода турбины турбонасосного агрегата 4, топливные высоконапорные магистрали окислителя 5 и горючего 6.

В качестве горючего используется керосин, а в качестве окислителя - жидкий кислород.

Камера 1 содержит корпус 7, смесительную головку 8, цилиндрическую камеру сгорания 9, сверхзвуковое сопло 10. Корпус 7 выполнен с каналами регенеративного охлаждения 11. В цилиндрической части камеры сгорания выполнена щелевая завеса 12, которая соединена с коллектором 13, через который осуществляется подвод горючего для пристеночного охлаждения внутренней поверхности камеры сгорания.

Турбонасосный агрегат 2 состоит из турбины 14, центробежного насоса окислителя 15, имеющего первую 16 и вторую 17 ступени, и центробежного насоса горючего 18. Турбина 14, насос окислителя 15 и насос горючего 18 установлены на одном валу 19.

Тепловой модуль 3 содержит корпус 20, смесительную головку 21, реакционную камеру 22, теплообменные элементы 23, размещенные внутри реакционной камеры по всей ее длине, и пояса дожигания 24. Смесительная головка 21 через патрубок 25 и магистраль, в которой последовательно установлены дроссель 26 и пускоотсечной клапан 27, соединена с напорной магистралью 6 насоса горючего 18. Вторая ступень 17 насоса окислителя 15 через пускоотсечной клапан 28 и корректор-стабилизатор 29 соединена с патрубком 30 подвода окислителя и коллектором 31, из которого окислитель через трубопроводы 32 и жиклеры 33 подводится в пояса дожигания 24.

Замкнутый контур привода турбины турбонасосного агрегата 4 включает в себя последовательно соединенные между собой циркуляционный насос 34, тракт регенеративного охлаждения (подогрева) 11 камеры 1, теплообменные элементы 23, турбину 14 турбонасосного агрегата 2, турбину 35 циркуляционного насоса 34, конденсатор 36, установленный в напорной магистрали 5 первой ступени 16 насоса окислителя 15, и ресивер 37 заполнения сконденсированного рабочего тела турбины 14 THA и турбины 46 циркуляционного насоса 34.

Выходной патрубок 38 теплового модуля соединен с магистралью 5 подвода окислителя в смесительную головку 8 камеры 1. В этой магистрали установлен пускоотсечной клапан 39.

Горючее с выхода насоса горючего 18 по магистрали 40 с пускоотсечным клапаном 41 подводится к коллектору 13, а из него в щелевую завесу 12 камеры сгорания 9. Кроме того, горючее подается в смесительную головку 8 камеры с выхода насоса горючего 18 через магистраль, 42, дроссель 43 регулирования массового соотношения компонентов топлива на основном режиме и пускоотсечной клапан 44.

Регулирование тяги двигателя обеспечивается за счет изменения режима работы циркуляционного насоса 34 с помощью перепускного дросселя 45 и за счет изменения мощности теплового модуля с помощью регулирующего органа 26 и сблокированного с ним корректора-стабилизатора 29.

Для запуска двигателя в схеме предусмотрена пусковая газовая турбина 46, размещенная на одном валу 47 циркуляционного насоса 34.

Кроме того, для исключения замерзания рабочего тела замкнутого контура в конденсаторе на начальной стадии запуска двигателя предусмотрен перепуск рабочего тела в обвод конденсатора по магистрали 48 с помощью клапана 49.

Применение теплового модуля в этой схеме жидкостного ракетного двигателя позволяет, с одной стороны, догреть рабочее тело турбины турбонасосного агрегата до величины, требуемой энергетической увязкой параметров двигателя, а с другой стороны, каскадно дожигая горючее, добиться за счет отбора тепла от продуктов газогенерации получения бессажевого газа (на выходе теплового модуля) для ввода его в основной поток окислителя.

Конструктивно тепловой модуль представлен на фиг.2, а его сечение - на фиг.3.

Тепловой модуль состоит из силового корпуса 20, в котором выполнены каналы 50 для протока рабочего тела турбины 19 (рабочего тела замкнутого контура), подводимой через патрубок 51. Выход этих каналов сообщен с полостью коллектора 52 через отверстия 53. Полость коллектора 52 сообщена с выходным патрубком 54. Тепловой модуль имеет смесительную головку 21 первого каскада горения горючего и патрубки подвода горючего 25 и окислителя 30 соответственно. Со стороны ввода рабочего тела турбины 19 в тепловой модуль размещен теплообменный элемент 55. Он представляет собой (фиг.3) кольцевой корпус с внутренней 56 и наружной 57 оребренными обечайками. Внутренний концевой участок указанного теплообменного элемента размещен в полости реакционной камеры 58, в которой установлена форсунка 24 ввода окислителя второго каскада дожигания горючего. Выход газообразных продуктов сгорания осуществляется через патрубок 59.

Теплообменный элемент 55 так же, как и корпус 20, имеет патрубки подвода 60 и отвода 61 охлаждающей жидкости. Все патрубки подвода и отвода могут быть соединены общими подводящими и отводящими коллекторами (не показаны).

Для обеспечения полноты сжигания без образования твердого углерода в первом каскаде сжигают весь керосин с частью кислорода при температуре 2600С (фиг.4), допустимой для охлаждающих стенок реакционной камеры и теплообменных элементов. Необходимый нагрев рабочего тела (кривая Д) замкнутого контура сопровождается соответствующим охлаждением высокотемпературных продуктов сгорания (кривая В). При этом их охлаждение осуществляют до температуры не ниже температуры образования сажи - ~1000С. После завершения процесса в первом каскаде вновь в реакционную камеру вводят дополнительную порцию жидкого окислителя, при этом вновь повышается температура продуктов сгорания и цикл нагрев-охлаждение повторяется. Этот процесс ведут постадийно до тех пор, пока на выходе теплового модуля не будет достигнуто стехиометрическое соотношение углеводородного горючего в окислителе.

В результате обеспечивается требуемый нагрев рабочего тела привода турбины турбонасосного агрегата (500...800С), а с другой стороны - бессажевое преобразование продуктов сгорания, содержащих избыток горючего в первой стадии процесса, в газ стехиометрического состава на выходе из теплового модуля с температурой ~1000С, что позволяет организацию его ввода с целью утилизации в основной поток окислителя.

Работа устройства

Перед запуском двигателя производят заливку полостей насосов горючего 18 и окислителя 15 (16 и 17) до пускоотсечных клапанов 41 и 44, установленных в топливных магистралях подвода горючего в камеру сгорания 9, до пускоотсечных клапанов 27 и 28, установленных в магистралях подачи горючего и окислителя в тепловой модуль 22, и до пускоотсечных клапанов 39 и 49, установленных в магистрали подачи окислителя в камеру 1. (Для питания теплового модуля окислителя в предлагаемой схеме предусмотрено использование дожимной ступени 17 насоса 15). Кроме того, заполняют рабочим телом - водоаммиачным раствором замкнутый контур 4.

По команде на запуск двигателя осуществляют подачу газа на пусковую турбину 46 принудительной раскрутки циркуляционного насоса 34, и рабочее тело начинает циркулировать по замкнутому контуру.

Далее в определенной временной последовательности, задаваемой циклограммой подачи команд при запуске двигателя, подают команды на открытие пускоотсечных клапанов. При подаче команд на открытие пускоотсечных клапанов горючего 27 и окислителя 28 теплового модуля 20 компоненты топлива поступают в реакционную камеру 22, где воспламеняются от средств зажигания (на схеме система зажигания не показана, в качестве таковой могут быть использованы химическая, электрическая и другие системы). Причем подача окислителя в каскады дожигания теплового модуля дозируется жиклерами 33, установленными в подводящих магистралях 32. Образующиеся продукты газогенерации начинают нагрев рабочего тела в теплообменных элементах 23 и через патрубок 65 (фиг.2) поступают в основную магистраль окислителя 5.

Затем подают команды на открытие пускоотсечных клапанов горючего 41 и 44 и окислителя 49 камеры сгорания 9. (Открытие клапана 41 обеспечивает подачу горючего в щелевую завесу 12 внутреннего охлаждения камеры сгорания 9). Поступающие в камеру сгорания компоненты топлива также воспламеняются от средств зажигания, что далее увеличивает нагрев рабочего тела, проходящего через тракт регенеративного охлаждения 11 камеры 1. Как следствие, увеличивается мощность турбин 35 и 14, увеличиваются обороты насосов окислителя 16, 17, горючего 18 и циркуляционного насоса 34.

С увеличением температуры рабочего тела замкнутого контура закрывают клапан окислителя 49 с одновременным открытием клапана 39, чем обеспечивается проток кислорода как хладоагента через тракт конденсатора 36, и последний вступает в работу. Указанная последовательность задействования клапанов 49 и 39 исключает возможность переохлаждения и замерзания рабочего тела в тракте конденсатора 36 на начальной стадии запуска двигателя, при этом до начала рабочего процесса в конденсаторе питания циркуляционного насоса 34 осуществляется водоаммиачной смесью, содержащейся в ресивере 37.

По мере выхода модуля 20 на тепловой режим прекращают подачу газа на принудительную раскрутку турбины 46 и дальнейший рост ее оборотов, как и оборотов турбонасосного агрегата 19 осуществляется в режиме “самоподхвата”. Двигатель выходит на стационарный режим, определяемый исходной настройкой основных регулирующих органов - 45, 26 и 43.

При работе двигателя на основном режиме осуществляют регулирование его тяги и массового соотношения расходов компонентов топлива (К_m).

Исполнительными органами системы регулирования тяги двигателя служат дроссель 45, устанавливаемый в магистрали перепуска части рабочего тела замкнутого контура в обвод турбины 35, и действующий синхронно с ним дроссель 26 в магистрали подвода горючего в тепловой модуль 20, а также корректор-стабилизатор 29 в магистрали подвода окислителя, поддерживающий постоянство массового соотношения расходов компонентов топлива (т.е. температуру горячего газа) в тепловом модуле. Так в случае форсирования двигателя производят “прикрытие” дросселя 45, в результате чего возрастает расход через турбину 35, увеличиваются обороты и расход через циркуляционный насос 34, т.е. расход рабочего тела в замкнутом контуре.

Синхронно с “прикрытием” дросселя 45 производят “раскрытие” дросселя 26, что увеличивает расход горючего в тепловой модуль 20, при этом корректор-стабилизатор 29 автоматически увеличивает и расход окислителя в тепловой модуль. В результате указанного взаимодействия дросселя 45, дросселя 26 и корректора-стабилизатора 29 на привод турбины 14 поступает увеличенный расход рабочего тела при практически постоянной его температуре, что приводит к росту оборотов турбонасосного агрегата 19, росту расходов компонентов топлива в камеру сгорания, т.е. к форсированию двигателя. При дросселировании двигателя взаимосвязь указанных исполнительных органов остается аналогичной, но противоположной направленности.

Регулирование К_m производят за счет изменения гидравлического сопротивления тракта подвода горючего в камеру сгорания 9 с помощью дросселя 43. Здесь для увеличения К_m обеспечивают “прикрытие” дросселя, а для уменьшения K_m - его “раскрытие”.

Промышленная применимость

Изобретение предназначено для применения в жидкостных ракетных двигателях, нагрев рабочего тела турбины турбонасосного агрегата которых осуществляется за счет тепла, снимаемого в тракте охлаждения камеры и дополнительно генерируемого в тепловом модуле, работающем на кислородно-керосиновой топливной композиции.

Предварительные расчеты подтвердили перспективность создания двигателей подобного класса, т.к. их применение позволяет повысить надежность и экономичность, а также улучшить массовые показатели.