Способ запуска жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель для осуществления способа

 

Использование: в современных высокоэффективных ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа. Сущность изобретения: способ запуска жидкостного ракетного двигателя включает подачу топливных компонентов в двигательный тракт и сжатого пускового газа на турбину бустерного топливного насоса. Жидкостный ракетный двигатель для осуществления способа включает реактивную камеру, приводные турбину и насос, магистрали газа и жидких топливных компонентов с установленным в магистрали питания бустерной турбины патрубком для подсоединения приводной бустерной турбины к источнику сжатого пускового газа. 2 с и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам, конкретно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) с турбонасосной системой питания.

Известен способ запуска ЖРД, включающий подачу топливных компонентов в двигательный тракт и сжатого пускового газа на приводную турбину системы питания.

Известен ЖРД, включающий реактивную камеру, агрегаты турбонасосной системы подачи, магистрали газа и жидких топливных компонентов с патрубком для подсоединения приводной турбины к источнику сжатого пускового газа.

Использование сжатого газа для первоначальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) в известном способе в принципе позволяет осуществить запуск ЖРД в течение короткого времени, что экономит жидкое топливо. Однако известный способ в применении к современным высокоэффективным ЖРД, выполненным по схеме с дожиганием генераторного газа в реактивной (тяговой) камере, весьма ненадежен. Причиной тому является низкий рабочий перепад давлений, характерный для приводной турбины основного ТНА, вследствие этого подача сжатого газа на основную турбину по известному способу в процессе заполнения топливных магистралей при отсутствии противодавления приводит к весьма быстрой раскрутке ТНА с неизбежным кавитационным срывом топливных насосов. В результате этого пуск летательного аппарата (ЛА) с ЖРД завершается аварией. Указанный недостаток присущ также известному ЖРД, взятому за ближайший аналог.

Настоящее изобретение решает техническую задачу обеспечения надежного ЖРД, выполненного по схеме с дожиганием. Ожидаемый технический результат состоит в повышении надежности ЖРД, включающем подачу топливных компонентов в двигательный тракт и сжатого пускового газа на приводную турбину системы питания, согласно изобретению пусковой газ подают на турбину бустерного насоса. В качестве пускового газа могут использовать испаренный топливный компонент, который после срабатывания на турбине отводят на выход бустерного насоса. Отработавший пусковой газ могут использовать для наддува рабочей емкости двигательной установки.

Указанная техническая задача решается также тем, что в ЖРД, включающем реактивную камеру, приводные турбину и насос, магистрали газа и жидких топливных компонентов с патрубком для подсоединения приводной турбины к источнику сжатого пускового газа, согласно изобретению двигатель снабжен бустерными топливными турбиной и насосом, выход последнего сообщен магистрально с входом приводного насоса, а патрубок установлен в магистрали питания бустерной турбины.

Существо изобретения иллюстрируется при помощи чертежа 2, на котором представлена функциональная схема ЖРД.

ЖРД содержит основной ТНА с основным приводным насосом топливного компонента 1 и основной приводной турбиной 2, бустерный ТНА с бустерным насосом 3 и бустерной турбиной 4, соединяющую упомянутые насосы магистраль 5, напорную основную магистраль 6, которая питает реактивную (тяговую) камеру 7 и газогенератор 8, магистраль 9 питания бустерной турбины с установленным в ней обратным клапаном 10, магистраль 11 для отвода отработавшего рабочего тела на выход бустерного насоса. В последней магистрали установлен клапан 12, подсоединенный трубопроводом 13 к магистрали 9 и трубопроводом 14 к рабочей емкости двигательной установки. В нормальном положении клапан 12 перекрывает магистраль 11 и сообщает выход бустерной турбины (не показан) с рабочей емкостью двигательной установки (бортовым баком ЛА).

В представленной для примера конкретной схеме жидкостного ракетного двигателя рабочим телом бустерной турбины 4 является жидкий топливный компонент высокого давления, поступающий от основного насоса по магистрали 9. Она снабжена патрубком (отводом) 15 для подсоединения к пусковому баллону 16 сжатого газа; в соединительной магистрали 17 установлены пусковой клапан 18 и обратный клапан 19. ЖРД предназначен для работы на двухкомпонентном топливе, и в дополнение к описанной системе питания он имеет не показанную на чертеже систему питания для другого топливного компонента, включающую аналогичные (соответствующие описанным агрегатам) бустерный ТНА, пусковой баллон и основной ТНА; турбина последнего питается от общего газогенератора 8, и отработавший газ поступает в общую реактивную камеру 7.

Ниже описывается работа ЖРД применительно к конкретному образцу двигателя, топливом которого являются жидкий кислород (окислитель) в сочетании с жидким метаном (горючее). Перед полетом ЛА (ракеты-носителя) его топливные баки заправляют указанными топливными компонентами, пусковой баллон 16 и аналогичный ему баллон заправляют газообразными (парообразными) метаном и кислородом, соответственно. По команде "Пуск" открывают клапаны (на чертеже не показаны) на входах в расходные магистрали ЖРД и клапан 18 вместе с аналогичным ему клапаном на выходе из пусковых баллонов. В результате первой операции топливные компоненты начинают поступать из баков ЛА в рабочий тракт двигателя. При этом жидкий метан заполняет последовательно насос 3, магистраль 5, насос 1, трубопровод 6 и далее поступает в реактивную камеру 7 и газогенератор 8. Жидкий кислород по аналогичной системе питания поступает полностью в газогенератор, где смешивается с жидким метаном. Топливная смесь воспламеняется от зажигательного устройства и сгорает, образуя (окислительный) генераторный газ, приводящий во вращение турбину 2 с насосом 1 и поступающий далее в реактивную камеру 7. Здесь отработавший генераторный газ смешивается и дожигается с поступившим по трубопроводу 6 метаном.

С открытием по команде "Пуск" клапана 18 газообразный метан отжимает обратный клапан 19 и поступает из баллона 16 по и магистралям 17, 15, 9 на турбину 4, приводя ее во вращение совместно с бустерным насосом 3. Его включение в работу, во-первых, ускоряет заполнение жидкостью основного насоса 1 и последующего участка метанового тракта, а во-вторых, создает подпор на входе в указанный основной насос. После срабатывания на турбине 4 газообразный метан поступает через клапан 12 по трубопроводу 14 на наддув рабочей емкости двигательной установки (бака ЛА).

Аналогичные вышеописанным процессы происходят в двигательном тракте по линии кислородного окислителя.

По мере включения в работу газогенератора 8 частота вращения основных ТНА возрастает и давление за их насосами повышается, что приводит к открытию обратного клапана 10, закрытию обратного клапана 19 и переключению клапана 12, который открывает теперь магистраль 11, одновременно перекрывая трубопровод 14 (устройство и работа клапана 12, относящегося к распространенному в машиностроении типу клапанов, очевидны из чертежа). Благодаря срабатыванию указанных клапанов бустерная турбина 4 переключается на питание жидким метаном от основного насоса 1 (по магистралям 6, 9). Аналогичные процессы происходят в двигательном тракте по линии кислородного окислителя. Через ≈2,5 с от команды "Пуск" ЖРД выходит на номинальный рабочий режим; при этом на привод бустерного ТНА поступает ≈10% расходуемого через двигатель топливного компонента.

Описанные на примере конкретной функциональной схемы ЖРД способ и устройство обеспечивают быстрое включение ЖРД в работу, что экономит записанное на борту ЛА жидкое ракетное топливо. Наряду с этим, предложенные способ и устройство (в отличие от прототипа) предотвращают возможность резкого разгона ТНА с незаполненными жидким топливом насосами, что гарантирует надежный запуск ЖРД, без срывов работы насосов и разрушений материальной части. В этом и состоит технический результат от применения изобретения.

Возвращаясь к описанию представленной на чертеже функциональной схемы ЖРД, отметим, что установка клапана 12 (с трубопроводами 13, 14) в магистрали 11 не является обязательной: испаренный топливный компонент может после срабатывания на бустерной турбине поступать по магистрали 11 на выход бустерного насоса; этот отработавший пар, конденсируясь в жидком потоке перед поступлением в основной насос, способствует заполнению двигательного тракта в процессе запуска ЖРД, что дополнительно повышает надежность запуска. В рамках изобретения бустерная турбина не обязательно должна быть гидравлической, как это показано на чертеже, она может быть и газовой. Не противоречит также сущности изобретения использование в качестве пускового газа сжатых азота или гелия с отводом их за борт ЛА после срабатывания на турбине. Далее, пусковой баллон не является обязательной принадлежностью двигателя: он может входить в состав наземного пускового оборудования.

Изобретение целесообразно использовать в современных высокоэффективных ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа, которые, как правило, снабжены турбонасосными системами подачи с основными и бустерными агрегатами.

Формула изобретения

1. Способ запуска жидкостного ракетного двигателя, включающий подачу топливных компонентов в двигательный тракт и сжатого пускового газа, отличающийся тем, что подачу сжатого пускового газа осуществляют на турбину бустерного топливного насоса.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве пускового газа используют испаренный топливный компонент, который после срабатывания на турбине отводят на выход бустерного насоса.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что отработавший пусковой газ используют для наддува рабочей емкости.

4. Жидкостной ракетный двигатель, содержащий реактивную камеру, приводные турбину и насос, магистрали газа и жидких топливных компонентов с патрубком для подсоединения к источнику сжатого пускового газа, отличающийся тем, что он снабжен бустерными топливными турбиной и насосом, выход последнего сообщен магистралью с входом приводного насоса, а патрубок установлен в магистрали питания бустерной турбины.

РИСУНКИ

Рисунок 1