Жидкостная ракетная двигательная установка

 

Двигательная установка предназначена для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей. Установка содержит баки окислителя и горючего, по крайней мере, с одним криогенным компонентом, турбонасосные агрегаты подачи компонентов, камеру сгорания с рубашкой охлаждения, внутренняя полость которой связана с турбонасосным агрегатом подачи горючего, баллон хранения газа наддува. Кроме того, в нее введен турбокомпрессорный агрегат для циркуляции газа и холодильник, при этом баллон хранения газа наддува сообщен с магистралями подачи газа в турбонасосные агрегаты подачи окислителя, горючего и турбокомпрессорного агрегата для циркуляции газа, выходы которых сообщены с холодильником, один выход которого сообщен через компрессор турбокомпрессора для циркуляции газа с рубашкой охлаждения камеры сгорания, а выход рубашки соединен со входом в магистрали подачи газа в турбонасосные агрегаты подачи окислителя, горючего и турбокомпрессорного агрегата, другие выход и вход холодильника сообщены с внутренней полостью камеры сгорания и с выходом из насоса турбонасосного агрегата подачи окислителя, соответственно. В результате чего повышается надежность и эффективность установки, расширяются возможности ее применения. 1 ил.

Данная жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ) предназначена для использования в составе космических разгонных блоков (РБ), ступеней ракетоносителей (РН) и как маршевая двигательная установка (ДУ) космических аппаратов.

Аналогом данной ЖРДУ является ЖРДУ 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 ЖРДУ и росту ее массы, но не устраняет недостатков, присущих этой схеме.

В большинстве случаев, кроме ЖРДУ 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 ЖРДУ, резкому сокращению ее габаритов и увеличению эффективности использования топлива.

Более подробно системы подачи топлива с ГГ описаны в [4, кн. 2, стр. 109-117], [2, 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 ЖРДУ.

Однако такой схеме присущи и недостатки: сложность отработки запуска ЖРДУ (так как в ЖРДУ замкнутых схем все элементы конструктивно тесно связаны друг с другом и очень сложно обеспечить их безаварийное взаимодействие во время процесса запуска, когда все элементы ЖРДУ испытывают максимальные пиковые нагрузки); сложность обеспечения нормальной работы высокотемпературной турбины ТНА и других горячих элементов ЖРДУ при использовании для привода турбины окислительного газа из-за возможности разгара турбины; необходимость отработки устойчивой работы ГГ. Эта проблема может быть решена при использовании безгазогенераторной схемы [1, рис. 1.7. стр. 9], когда рабочий газ для турбин ТНА образуется при испарении в рубашке КС одного из компонентов. Однако такая схема рациональна только для рабочего газа, обладающего высоким значением газовой постоянной, например водород, что позволяет получить достаточно высокую удельную (на 1 кг) работоспособность газа. Но и при использовании водорода в двигателях с обычными коническими или профилированными соплами будет низким (например, в КС американского водородно-кислородного двигателя JR 71 давление менее 40 ата); повышенная, по сравнению с ЖРДУ других схем, неустойчивость работы при колебаниях давления в КС, возникающих во время работы ЖРДУ, 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 (см. ниже).

Всех перечисленных выше недостатков в той или иной степени лишена ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением [4, кн. 2, рис. 13.20, стр. 117, 118].

В этой ЖРДУ рабочее тело для питания турбины ТНА циркулирует в замкнутом контуре. Испаряясь в рубашке охлаждения КС, рабочее тело срабатывает на турбине ТНА, после чего поступает в конденсатор, где сжижается. Далее жидкое рабочее тело (ж.р.т.) нагнетается циркуляционным насосом и вновь подается в рубашку охлаждения КС.

К недостаткам этой схемы ЖРДУ можно отнести использование ж.р.т., которое должно обладать целым рядом специфических свойств, что резко снижает эффективность, увеличивает массу ЖРДУ и усложняет ее эксплуатацию.

При хранении жидкого рабочего тела (ж.р.т.) непосредственно и магистралях самого замкнутого контура жидкость должна не замерзать при температурах выше минус 50^oC, а при охлаждении ее криогенным компонентом температура замерзания должна быть меньше температуры охлаждающего компонента. В противном случае необходимо обеспечить отдельное хранение ж.р.т. с нужным температурным режимом, что ведет к резкому увеличению массы и габаритов ЖРДУ и снижению ее надежности из-за необходимости введения в состав ЖРДУ дополнительных элементов и вспомогательных систем, значительно усложняющих ЖРДУ и резко снижающих ее надежность.

Условиям хранения в магистралях контура охлаждения КС удовлетворяют некоторые фреоны и спирты. Однако они являются недостаточно эффективными охладителями, а низкая работоспособность их паров обуславливает их неэффективность как рабочего тела для привода турбины ТНА.

Более эффективные рабочие тела (вода, аммиак, некоторые углеводороды и т. д. ) требуют отдельного хранения, специальных мер по обеспечению температурного режима и введения дополнительных элементов и вспомогательных систем в состав ЖРДУ.

Кроме того, необходимо учитывать, что для всех ж.р.т., кроме водорода, теплофизические свойства жидкости и паров которого близки, давление в рубашке КС с учетом гидропотерь в ней должно быть выше критического, чтобы избежать вскипания ж.р.т. и срыва охлаждения КС. В некоторых случаях это давление может быть очень большой величиной (221 ата для воды), что ведет к значительному увеличению массы магистралей контура охлаждения и всей ЖРДУ.

Возможность утечек ж.р.т. из контура обуславливает необходимость хранения некоторого запаса ж.р.т. в специальной емкости, что также увеличивает массу ЖРДУ.

Таким образом, практическая реализация ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением с ж.р.т. не приводит к увеличению надежности ЖРДУ по сравнению с ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа из-за введения дополнительных элементов и вспомогательных систем в ее состав и при этом значительно увеличивает массу и габариты всей ЖРДУ даже при использовании эффективного ж.р.т. (см. выше), что аннулирует весь возможный выигрыш более эффективного использования топлива за счет более высокого давления в КС и отсутствия завес охлаждения. В случае использования недостаточно эффективного ж.р.т. такая ЖРДУ будет даже проигрывать по эффективности и массогабаритным характеристикам ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа.

Задачей изобретения является повышение надежности и эффективности ЖРДУ, расширение возможностей применения ЖРДУ и снижения стоимости ее создания.

Это достигается за счет применения жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей баки окислителя и горючего, по крайней мере, с одним криогенным компонентом (например, окислителем), турбонасосные агрегаты подачи компонентов, камеру сгорания с рубашкой охлаждения, внутренняя полость которой связана с турбонасосным агрегатом подачи горючего, баллон хранения газа наддува, турбокомпрессорный агрегат для циркуляции газа и холодильник, при этом баллон хранения газа наддува сообщен с магистралями подачи газа в турбонасосные агрегаты подачи окислителя, горючего и турбокомпрессорного агрегата для циркуляции газа, выходы которых сообщены с холодильником, один выход которого сообщен через компрессор турбокомпрессора циркуляции газа с рубашкой охлаждения камеры сгорания, а выход рубашки соединен со входом в магистрали подачи газа в турбонасосные агрегаты подачи окислителя, горючего и турбокомпрессорного агрегата, другие выход и вход холодильника сообщены с внутренней полостью камеры сгорания и с выходом из насоса турбонасосного агрегата подачи окислителя, соответственно.

На чертеже изображена предложенная ЖРДУ.

Обозначения на чертеже: 1 - бак окислителя (криогенный компонент); 2 - бак горючего (может быть не криогенным); 3 - баллон хранения газа наддува; 4, 5 - турбонасосные агрегаты подачи окислителя и горючего соответственно; 6 - камера сгорания (КС) с рубашкой охлаждения; 7 - турбокомпрессорный агрегат для циркуляции газа (ТКА); 8 - холодильник.

Представленная ЖРДУ включается в себя баки окислителей и горючего (1, 2), подача компонентов из которых осуществляется с помощью турбонасосных агрегатов 4, 5 соответственно. Турбонасосный агрегат 5 подает горючее сразу в КС с рубашкой охлаждения 6. Турбонасосный агрегат 4 подает окислитель в холодильник 8, а уже из холодильника 8 поступает в КС с рубашкой охлаждения 6. Хранение газа наддува осуществляется в погруженном баллоне 3 в баке окислителя 1. Замкнутый автономный газовый контур охлаждения включает в себя рубашку охлаждения КС с рубашкой охлаждения 6, ТКА 7 и холодильник 8.

При работе ЖРДУ питание турбонасосных агрегатов 4, 5 и ТКА 7 осуществляется газообразным рабочим телом (г.р.т.), предварительно нагретым в рубашке охлаждения КС 6. После турбонасосных агрегатов 4, 5 и турбины ТКА г.р.т. подается в холодильник 8, где охлаждается до минимальной температуры, равной или чуть превышающей температуру криогенного компонента. После этого г.р.т. нагнетается в компрессоре ТКА и поступает в рубашку охлаждения КС 6. Цикл замкнулся.

Необходимая энергия для привода турбонасосных агрегатов 4, 5 и ТКА 7 получается за счет разности работы, совершаемой на турбине ТКА 7 нагретым за счет отвода тепла от стенки КС газом и работы по сжатию газа, охлажденного после холодильника 8.

При запуске ЖРДУ г.р.т. поступает в контур охлаждения из бортового баллона 3, в котором хранится химически нейтральный газ наддува (как правило, гелий, т. к. он обеспечивает минимальную массу системы наддува баков), который и предлагается использовать как г.р.т. (в кислородно-водородных ЖРДУ возможно использование как г.р.т. водорода). Одновременное этим происходит раскрутка 4, 5 и 7 для обеспечения запуска ЖРДУ. В процессе работы ЖРДУ подача гелия в контур охлаждения из баллона 3 не производится, т.к. контур газового охлаждения является замкнутым и герметичным.

В процессе работы данной ЖРДУ часть подогретого гелия из охлаждающего контура может быть использована для наддува баков 1 и 2.

По окончании работы двигателя гелий остается в контуре охлаждения и служит для контроля его герметичности и может использоваться для предварительного наддува баков 1 и 2 перед следующим запуском. Непосредственно перед началом раскрутки 1, 2 и 7 гелий из контура охлаждения может удаляться (частично или полностью), что увеличит эффективность раскрутки и позволит уменьшить потребные для обеспечения работы ЖРДУ запасы гелия на борту.

Современный ЖРД характеризуется высокими давлениями и тепловыми потоками в КС, доходящими в критическом сечении до 40-60 МВт/м². В связи с этим для тепловой защиты стенок КС вынуждены применять завесное охлаждение, когда часть горючего или окислителя впрыскивается в КС для создания низкотемпературного пристеночного слоя, что уменьшает тепловые потоки к стенке КС, но при этом снижается плотность топлива и скорость истечения продуктов его сгорания из-за смещения массового соотношения компонентов в сторону менее оптимальных и увеличения неравновесности истечения продуктов сгорания топлива. В ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением с ж.р.т. возможен отказ от завес охлаждения при использовании высокоэффективных теплоносителей, но их применение связано со значительными эксплуатационными трудностями (см выше), которые аннулируют возможный эффект от отсутствия завесы охлаждения.

В предлагаемой ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением в качестве рабочего тела используются нейтральный газ наддува - гелий, который является очень хорошим химически нейтральным охладителем и обладает высокой удельной работоспособностью. Это позволит, согласно проведенным расчетам, получить потери давления в рубашке охлаждения 40-80 ата, что сравнимо с потерями давления охлаждающего компонента в рубашке КС современных двигателей (20-80 ата), и одновременно обеспечить давление в КС более 100 ата, что соответствует современному уровню давления в двигателях и даже превосходит многие из них.

Выигрыш от отсутствия завесы охлаждения составит, согласно проведенным термодинамическим расчетам, 5-15 с по удельному импульсу и увеличит плотность топлива на 5-15% (см. выше).

При этом, так как газ для наддува баков компонентов топлива хранится на борту вне зависимости от типа используемой ЖРДУ, то дополнительные элементы и вспомогательные системы ЖРДУ, призванные обеспечить его хранение на борту, не нужны. За счет этого данная ЖРДУ по сравнению с ЖРДУ с ж.р.т. (см. выше) резко выигрывает в массе, габаритах и надежности.

Кроме того, данная схема ЖРДУ с г.р.т. позволяет изменять уровень тяги двигателя в десятки раз от максимально возможного, так как определяющим здесь будет допустимый перегрев охлаждающего криогенного компонента: чем ниже тяга, тем выше нагрев компонента, так как тепловой поток в стенку КС уменьшается медленнее, чем массовый расход охлаждающего компонента. Тепловые расчеты показывают, что количества тепла, отведенного от КС при давлении в ней 120 ата и тяге двигателя 2000 кгс, достаточно, чтобы нагреть, например, кислород до 200^oC, в то время как допустимый уровень нагрева паров кислорода из условия теплостойкости современных конструкционных материалов, применяемых в двигателестроении, - до 500^oC. Это позволяет, в принципе, уменьшать уровень тяги двигателя от максимального в 11,6 раз без применения дополнительных конструктивных мер. Минимально возможный уровень тяги при применении специальных конструктивных мер ограничивается только устойчивостью процессов горения в КС, а максимально возможный - соотношением между температурой газа на выходе из КС, температурой газа на входе в компрессор ТКА и КПД преобразователей энергии (турбины, компрессор и насосы). При таком уровне изменения тяги ЖРДУ появляется возможность значительного (до 30%) уменьшения массы ракетоносителей за счет оптимизации величины тяги во время полета (максимальные перегрузки, действующие на конструкции ракетоносителей, уменьшаются с ≈4 до ≈2, что позволит использовать в конструкции ракетоносителей менее прочные и более легкие силовые элементы). Для ЖРДУ с ж.р.т. такие уровни изменения тяги проблематичны из-за резкого снижения КПД циркуляционного насоса и турбины, вращающей его, при снижении тяги двигателя и, следовательно, расхода компонентов и ж.р.т. В ЖРДУ с г.р.т. снижение расхода г.р.т. возможно за счет снижения плотности самого г.р.т. при постоянном режиме работы ТКА, что увеличивает возможное уменьшение тяги двигателя по сравнению с ЖРДУ с ж.р.т. в 3-4 раза.

Данная ЖРДУ будет надежнее существующих ЖРДУ, так как обладает всеми достоинствами ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением с ж.р.т. (см. выше), но в отличие от последней не требует введения в состав ДУ дополнительных элементов и вспомогательных систем, обеспечивающих хранение и возможность применения гелия как г.р.т.

Кроме того, замена ж. р.т. на г.р.т. (т.е. в системе охлаждения КС, в холодильнике и трактах замкнутого контура охлаждения нефазового перехода рабочего тела) приводит к резкому увеличению расчетности ЖРДУ, когда, зная параметры г.р.т. по охлаждающему тракту, можно однозначно, в отличие от системы с ж.р.т., сказать, где и почему произошел сбой работы ЖРДУ (особенно на этапе отработки ЖРДУ).

Кроме того, возможность работы при уровне тяги в десятки раз меньше максимально возможного уровня (и номинального), позволяет, в отличие от ЖРДУ с ж. р. т. , отбирая часть механической энергии с ТКА и перенастраивая питание насосов подачи компонентов, многократно растянуть и, следовательно, более детально отработать быстротечные в реальных условиях процессы запуска и останова ЖРДУ, которые для всех ЖРДУ являются наиболее критичными с точки зрения работоспособности и надежности (до 90% аварий современных ЖРДУ приходится на их запуск и останов). Это позволит, по предварительным расчетам, в 2-3 раза сократить время и стоимость создания ЖРДУ с автономной регенеративной системой охлаждения на г.р.т.

Одновременно такая ЖРДУ будет более устойчива к возникающим при ее работе высокочастотным колебаниям давления в КС, чем ЖРДУ с ж.р.т. (и тем более, чем ЖРДУ без автономной системы охлаждения) за счет заведомо большей инерционности системы охлаждения с г.р.т. и большего демпфирования изменений давления в газе.

Увеличение массы ЖРДУ с г.р.т. по сравнению с ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа (по сравнению с ЖРДУ с ж.р.т. масса заведомо значительно меньше) будет незначительным (например, для двигателя тягой 2000 кгс на топливе керосин + кислород увеличение массы будет менее 30 кг), что с лихвой компенсируется получаемым выигрышем удельного импульса и надежности ЖРДУ (для этого же двигателя для разгонных блоков типа ДМ, используемых в настоящее время для выводов грузов на геостационарные орбиты, выигрыш в массе выводимого полезного груза только за счет увеличения скорости истечения продуктов сгорания топлива увеличится ≈ на 250 кг.

Все элементы данной ЖРДУ являются хорошо известными в науке и технике и не представляют больших сложностей при производстве. Поэтому производство представленной ЖРДУ возможно на базе уже существующих производств без какой-либо переделки последних.

Источники информации 1. Бабкин А.И. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками.- М.: Машиностроение, 1986. - 456 с.

2. Козлов А.А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1988. - 352 с.: ил. - стр.115-125.

3. Овсянников Б. В. Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1986. - 376 с., ил.

4. 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, ин. 2, стр. 109-117.

Формула изобретения

Жидкостная ракетная двигательная установка, содержащая баки окислителя и горючего, по крайней мере, с одним криогенным компонентом, турбонасосные агрегаты подачи компонентов, камеру сгорания с рубашкой охлаждения, внутренняя полость которой связана с турбонасосным агрегатом подачи горючего, турбокомпрессорный агрегат для циркуляции газа и холодильник, при этом выход турбонасосного агрегата подачи окислителя через турбонасосный агрегат подачи горючего, а также выход турбокомпрессорного агрегата для циркуляции газа сообщены с одним входом холодильника, один выход которого сообщен через компрессор турбокомпрессорного агрегата для циркуляции газа с рубашкой охлаждения камеры сгорания, а выход рубашки соединен со входом в магистрали подачи газа в турбонасосные агрегаты подачи окислителя через турбонасосный агрегат окислителя - в турбонасосный агрегат горючего и турбокомпрессорного агрегата, другие выход и вход холодильника сообщены с внутренней полостью камеры сгорания и с выходом из насоса турбонасосного агрегата подачи окислителя, соответственно, отличающаяся тем, что содержит баллон хранения газа наддува, который сообщен с магистралями подачи газа и турбонасосные агрегаты подачи окислителя через турбонасосный агрегат окислителя на вход турбонасосного агрегата горючего, а также на вход турбокомпрессорного агрегата для циркуляции газа.

РИСУНКИ

Рисунок 1