Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель

 

Двигатель предназначен для использования в ракетостроении, а также для одноступенчатых средств выведения полезных нагрузок на околоземную орбиту. Он содержит газогенератор, трубонасосные агрегаты горючего и окислителя, камеру с трактом регенеративного охлаждения, агрегаты системы автоматики и регулирования параметров двигателя. Агрегаты магистрали горючего работают последовательно и непрерывно на метане и водороде. Все горючее превращается в восстановительный генераторный газ, небольшую часть которого подают на турбину и далее сбрасывают в сопло камеры, а остальную часть дожигают жидким кислородом. Двигатель снабжен узлом последовательного подвода жидких метана и водорода, установленным перед насосом горючего, а газогенератор расположен соосно камере. Причем выход из него одновременно является входом камеры. Применение двигателя позволяет повысить надежность и эффективность средств выведения полезных нагрузок на околоземную орбиту благодаря замене двухступенчатой ракеты - носителя на одноступенчатую предлагаемым метаново-водородно-кислородным двигателем. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ракетному двигателестроению и может быть использовано при создании двигателя для одноступенчатых средств выведения полезных нагрузок на околоземную орбиту.

Известен ЖРД РД - 701, в котором используется кислородно-керосиново-водородное топливо на первом режиме работы и кислородно-водородное на втором. Двигатель имеет две линии горючего с собственными насосами керосина и водорода соответственно, что является для двухкомпонентных ЖРД недостатком, и привод ТНА осуществляется окислительным кислородно-керосиновым генераторным газом на обоих топливах. Наиболее близким к предлагаемому ракетному двигателю по его схеме, является кислородно - водородный двигатель США J-2, состоящий из камеры, ТНА подачи окислителя ТНА подачи горючего, газогенератора, вырабатывающего восстановительный генераторный газ, агрегатов автоматики и регулирования параметров двигателя. Двигатель работает по "открытой" схеме, т. е. генераторный газ, подводимый к турбинам ТНА, после них не достигается в камере сгорания, а сбрасывается в закритическую часть сопла. Схема охлаждения регенеративная, в качестве хладоагента используется горючее. Однако, без переделки основных агрегатов двигателя (ТНА, газогенератора и камеры сгорания) и дополнения его узлом последовательного подвода метана и водорода, позволяющего в одном испытании питать насос горючего метаном, а затем водородом, невозможно обеспечить требуемых режимов его работы на кислородно-метановом и кислородно-водородном топливах.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, состоит в повышении надежности и эффективности средств выведения полезных нагрузок на околоземную орбиту благодаря замене двухступенчатого ракеты-носителя на одноступенчатый с предлагаемым метаново - водородно - кислородным ЖРД.

Поставленная задача решена с помощью того, что в способе работы ЖРД агрегаты магистрали горючего работают последовательно и непрерывно на метане и водороде, причем все горючее превращается в восстановительный генераторный газ, небольшая часть которого подается на турбины ТНА и далее сбрасывается в закритическую часть сопла, а остальная часть генераторного газа дожигается жидким кислородом.

При этом двигатель дополнительно снабжен узлом последовательного подвода жидких метана и водорода, установленным перед насосом горючего, а газогенератор расположен перед камерой соосно ей, причем выход газогенератора является одновременно входом камеры.

На чертеже 1 приведена схема двигателя, последовательно работающего на кислородно - метановом и кислородно-водородном топливах. На схеме изображены узел последовательного подвода жидкого метана и жидкого водорода 1, насос горючего 2, турбина ТНА горючего 4, насос окислителя 3, турбина ТНА окислителя 5, первая (газогенератор) 6 и вторая зона камеры сгорания с регенеративным трактом охлаждения, выход которого соединен с внутренней полостью камеры, главные отсечные клапаны 8-10, перепускной клапан генераторного газа 11, коллектор сброса генераторного газа в сопло 12, регулятор расхода генераторного газа 13, регулятор соотношения компонентов топлива 14, газовод 15, штуцер отбора рабочего тела на наддув бака окислителя 16 и штуцер отбора рабочего тела на наддув бака горючего 17.

ЖРД работает следующим образом. Горючее, жидкий метан или жидкий водород, поступают из соответствующих баков ракеты к узлу подвода 1 и далее к насосу 2, который подает горючее в тракт охлаждения камеры 7, в котором температура горючего существенно повышается. Горючее поступает в смесительную головку первой зоны 6 камеры сгорания (газогенератор), где при небольшом добавлении кислорода превращается в восстановительный кислородно - метановый (на первом режиме работы двигателя) или восстановительный кислородно - водородный (на втором режиме) генераторный газ. Затем небольшая часть генераторного газа первой зоны камеры направляется через регулятор расхода 13 на турбину 4 насоса горючего и далее через газовод 15 на турбину 5 жидкого кислорода, после чего этот генераторный газ сбрасывается в закритическую часть сопла. Основная часть генераторного газа из первой зоны поступает в форсунки смесительной головки второй зоны 7, где дожигается жидким кислородом при оптимальном соотношении компонентов кислородно-метанового или кислородно - водородного топлив, обеспечивая тем самым устойчивую и экономичную ее работу. Окислитель, жидкий кислород из бака ракеты поступает в насос окислителя 3, затем часть кислорода через регулятор соотношения компонентов топлива 14 возвращается на вход насоса. Остальная часть делится на две неравные части: меньшая часть секундного расхода кислорода подается в первую зону камеры 6, вырабатывающую восстановительный генераторный газ, а большая часть секундного расхода кислорода подается в смесительную головку второй зоны камеры 7. Режимы работы двигателя метановый и водородный обеспечиваются при помощи комплексного воздействия агрегатов системы автоматики и регулирования параметров двигателя 8 - 11, 13, 14.

Возможность последовательной работы предлагаемого двигателя на метане и водороде достигается благодаря тому, что основные его агрегаты (ТНА горючего и окислителя, газогенератор, камера) спроектированы под кислородно-метановое топлива. Второй кислородно-водородный режим работы двигателя, примерно составляющий 40% от первого, легко обеспечивается при таком решении проблемы последовательной работы на кислородно-метановом и кислородно-водородном топливах.

Техническая возможность перевода двигателя с метана на водород проверены экспериментально на модельном двигателе тягой 20 кН, в котором смесительные головки газогенератора и камеры и тракта охлаждения камеры выполнены под кислородно-метановое топливо. При этом подтверждена его надежная и высокоэффективная работа как на метановом, так на водородном режимах.

Формула изобретения

1. Способ работы жидкостного ракетного двигателя путем подачи горючего и окислителя в двигатель, подвода образующегося генераторного газа на турбины турбонасосного агрегата с последующим сбросом его в закритическую часть сопла, отличающийся тем, что работу агрегатов магистрали горючего осуществляют последовательно и непрерывно на метане и водороде, причем все горючее превращают в восстановительный генераторный газ, небольшую часть которого подают на турбины турбонасосного агрегата, а остальную часть генераторного газа дожигают жидким кислородом.

2. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, турбонасосные агрегаты подачи окислителя и горючего, турбины которых соединены газоводом, камеру с трактом регенеративного охлаждения, выход которого соединен с внутренней полостью камеры, и агрегаты системы автоматики и регулирования параметров двигателя, отличающийся тем, что двигатель снабжен узлом последовательного подвода жидких метана и водорода, установленным перед насосом горючего, а газогенератор расположен перед камерой соосно с ней, причем выход газогенератора является одновременно входом камеры.

РИСУНКИ

Рисунок 1