Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к конструкции жидкостных ракетных двигателей. Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа содержит камеру (1) регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат (2) с газогенератором (3) привода турбины (4), два регулятора расхода и два сопловых насадка (9, 10), установленных в напорных магистралях (11, 12) насосов турбонасосного агрегата (2), при этом чувствительные элементы золотников (5, 6) регуляторов сообщены трубопроводами со входами в сопловые насадки (9, 10) и их наименьшими сечениями, согласно изобретению серводроссель (14) регулятора, выполняющего функцию регулятора тяги, установлен в магистрали (12) подачи одного из компонентов топлива в газогенератор (3), причем дросселирующий элемент серводросселя (14) сообщен трубопроводом (21) с напорной магистралью (12) насоса этого компонента после соплового насадка (10), а трубопровод (22) подачи второго компонента в газогенератор (3) соединен с напорной магистралью (11) насоса этого компонента после серводросселя (13) регулятора, выполняющего функцию регулятора соотношения расходов компонентов топлива через двигатель. Изобретение обеспечивает улучшение энергомассовых характеристики двигателя, поддержание постоянства величин расходов компонентов топлива через двигатель, а также обеспечивается независимость величин тяги двигателя и соотношения расходов через него. 1 ил.

 

Изобретение относится к конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в ракетном двигателестроении.

Двигатели верхних ступеней ракет сравнительно небольшой тяги порядка 2÷4 тс чаще всего выполняются с турбонасосной системой подачи по открытой энергетической схеме (без дожигания генераторного газа).

В таких двигателях камера сгорания выполняется обычно с трактом (трактами) регенеративного охлаждения одним или обоими компонентами топлива.

Однако в связи с большой высотностью сопла камеры (большой площадью охлаждающей поверхности) при охлаждении сравнительно малыми расходами компонентов топлива в камеру возможно получение значительного подогрева компонента топлива в тракте охлаждения.

В настоящее время ведущие мировые двигателестроительные фирмы начали исследования по возможности создания ЖРД на экологически чистой паре топлива: жидкий кислород - сжиженный природный газ (СПГ) (метан). Проектно-расчетные проработки показали, а результаты модельных экспериментов подтвердили одну особенность поведения СПГ в тракте регенеративного охлаждения камеры - наличие фазового перехода сжиженного природного газа из жидкого состояния в парообразное, что в принципе приведет к изменению гидравлического сопротивления тракта в процессе работы двигателя. С учетом того, что место фазового перехода может изменяться по длине тракта охлаждения в зависимости от теплового состояния элементов конструкции камеры при различных временах включений двигателя и пауз между включениями, величина гидравлического сопротивления тракта охлаждения может меняться от включения к включению. При существующих системах регулирования ЖРД, основанных на использовании регуляторов давления (поддержание постоянства давления компонентов топлива на входе в камеру), это приведет к изменению расхода одного из компонентов топлива с соответствующим изменением величин тяги и соотношения расходов компонентов топлива через двигатель.

Между тем, основные характеристики двигателя (тяга, удельный импульс тяги, соотношение расходов компонентов топлива) и величины их отклонений от номинальных значений влияют на характеристики всей ракеты в целом и учитываются при проектировании баков ракеты и их заправке компонентами топлива (В.Н.Челомей, Д.А.Полухин и др. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. М., Машиностроение, 1978 г., глава 4.2).

Известно также, что в конструкциях ЖРД различного назначения широко применяются регуляторы расхода. Принцип работы регулятора расхода основан на поддержании постоянства величины расхода жидкости (компонента топлива) в какой-либо магистрали. В качестве командного сигнала для исполнительного органа (серводросселя) регулятора может использоваться перепад давления на чувствительном (дросселирующем) элементе, установленном в топливной магистрали. С целью экономии гидросопротивления тракта в качестве чувствительного элемента может быть использован суживающийся (конфузорный) участок соплового насадка, выполненного, например, как трубка Вентури (Г.Г.Гахун и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., Машиностроение, 1989, рис.3.3а).

Известен также, взятый за прототип, жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с газогенератором привода турбины, два регулятора расхода и два сопловых насадка, установленных в напорных магистралях насосов турбонасосного агрегата, при этом чувствительные элементы золотников регуляторов сообщены трубопроводами со входами в сопловые насадки и их наименьшими сечениями (Г.Г.Гахун и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., Машиностроение, 1989, рис.3.7, 3.3а).

Указанный двигатель имеет более низкие энергомассовые характеристики из-за повышенного гидравлического сопротивления тракта подачи одного из компонентов топлива в камеру, в котором установлен серводроссель одного из регуляторов расхода. Кроме того, система регулирования двигателя-прототипа обеспечивает поддержание с высокой точностью величины тяги камеры и соотношения расходов компонентов топлива через камеру, при этом разброс величин тяги двигателя и соотношения расходов компонентов через двигатель увеличивается при изменении величины суммарного расхода компонентов топлива через газогенератор привода турбины.

Для устранения этих недостатков в предлагаемом двигателе серводроссель регулятора, выполняющего функцию регулятора тяги, установлен в магистрали подачи одного из компонентов топлива в газогенератор, причем дросселирующий элемент серводросселя сообщен трубопроводом с напорной магистралью насоса этого компонента после соплового насадка, а трубопровод подачи второго компонента в газогенератор сообщен с напорной магистралью насоса этого компонента после серводросселя регулятора, выполняющего функцию регулятора соотношения расходов компонентов топлива через двигатель.

Такое конструктивное исполнение двигателя позволяет решить следующие задачи:

1. Улучшаются энергомассовые характеристики двигателя за счет уменьшения гидравлического сопротивления напорной магистрали одного из компонентов топлива и соответствующего увеличения удельного импульса тяги двигателя за счет уменьшения потерь на привод турбины турбонасосного агрегата (ТНА).

2. Обеспечивается поддержание постоянства величин расходов компонентов топлива через двигатель, а не через камеру, т.е. постоянство тяги двигателя и соотношения расходов компонентов топлива через двигатель.

3. Обеспечивается независимость величин тяги двигателя и соотношения расходов компонентов через него от возможных изменений величин гидравлических сопротивлений трактов регенеративного охлаждения камеры и величин расходов компонентов в газогенератор привода турбины ТНА.

На прилагаемом чертеже представлена конструкция заявляемого жидкостного ракетного двигателя.

Двигатель содержит камеру 1 регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат 2 с газогенератором 3 привода турбины 4, два регулятора расхода с золотниками 5, 6, использующими в качестве командного сигнала перепад давления на сужающихся участках 7, 8 сопловых насадков 9, 10, установленных в напорных магистралях 11, 12 насосов турбонасосного агрегата, причем серводроссель 13 регулятора соотношения расходов компонентов топлива в двигатель установлен в магистрали 11 подачи одного из компонентов топлива (окислителя) после соплового насадка, серводроссель 14 регулятора тяги установлен в магистрали 12 подачи второго компонента топлива (горючего) в газогенератор, причем отбор этого компонента в серводроссель осуществляется трубопроводом 21 из напорной магистрали насоса после соплового насадка, а отбор первого компонента топлива в газогенератор - трубопроводом 22 после серводросселя 13 регулятора соотношения расходов компонентов топлива в двигатель.

При работе двигателя на установившемся режиме пускоотсечные клапаны входа 16, 17 открыты. Компоненты топлива из баков ракеты поступают в насосы турбонасосного агрегата 2. Давление компонентов повышается и они поступают по напорным магистралям 11, 12 в агрегаты двигателя: камеру 1 и газогенератор 3 привода турбины 4 турбонасосного агрегата 2. Пускоотсечные клапаны 15, 19 камеры 1 открыты. Компоненты топлива проходят по трактам регенеративного охлаждения камеры 1, где охлаждают огневую стенку камеры и через открытые клапаны 18, 19 поступают в полости форсуночной головки камеры 1.

Практически весь расход компонентов топлива, поступающий в двигатель, проходит через проточную часть сопловых насадков 9, 10: окислитель через насадок 9, горючее через насадок 10. В проточной части сопловых насадков компоненты топлива в сужающихся (конфузорных) участках 7, 8 разгоняются (статическое давление уменьшается), а в расширяющихся (диффузорных) участках тормозятся (статическое давление увеличивается).

Золотники 5, 6 используют величины перепадов давлений компонентов, создающихся на сужающихся участках 7, 8 сопловых насадков 9, 10 в качестве командного сигнала для исполнительных органов (серводросселей 13, 14) регуляторов тяги и соотношения расходов компонентов в двигатель. При изготовлении золотники настраиваются на определенный перепад давления на своем чувствительном элементе (поршне, мембране или сильфоне), поэтому если при работе двигателя величина перепада давления на сужающихся участках соплового насадка изменяется, золотник выдает команду на перемещение подвижных элементов серводросселя в нужную сторону.

Так, например, если расход через насос горючего из-за повышения гидравлического сопротивления тракта охлаждения камеры 1 уменьшился, уменьшается величина перепада давления горючего на сужающемся участке 8 соплового насадка 10. Золотник 6 чувствует это изменение и уменьшает расход горючего в управляющую полость серводросселя 14. Давление горючего в управляющей полости серводросселя 14 уменьшается. Подвижные части серводросселя 14 перемещаются на открытие (увеличение проходного сечения). Расход горючего через серводроссель 14 в газогенератор 3 увеличивается. Расход газа из газогенератора 3 на турбину 4 увеличивается. Число оборотов ротора, напоры насосов и расходы компонентов через насосы турбонасосного агрегата 2 увеличиваются.

При увеличении расхода окислителя через сужающийся участок 7 соплового насадка 9 перепад давления на участке 7 увеличивается. Золотник 5 увеличивает расход окислителя в управляющую полость серводросселя 13. Подвижные элементы серводросселя 13 перемещаются на уменьшение проходного сечения. Расход окислителя в камеру 1 уменьшается.

После завершения всех переходных процессов устанавливается режим работы двигателя, на котором расходы компонентов топлива, а следовательно, и его тяга и соотношение расходов компонентов соответствуют заданным значениям.

В процессе всех этих изменений стабилизатор давления 20 обеспечивает поддержание величины соотношения расходов компонентов в газогенератор 3.

Так как через сопловые насадки 9, 10 проходит весь расход компонентов топлива в двигатель, то изменение величин расходов компонентов в газогенератор 3 при регулировании тяги и соотношения компонентов не влияет на текущие величины тяги двигателя и соотношения расходов компонентов через двигатель.

Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа, содержащий камеру регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с газогенератором привода турбины, два регулятора расхода и два сопловых насадка, установленных в напорных магистралях насосов турбонасосного агрегата, при этом чувствительные элементы золотников регуляторов сообщены трубопроводами со входами в сопловые насадки и их наименьшими сечениями, отличающийся тем, что серводроссель регулятора, выполняющего функцию регулятора тяги, установлен в магистрали подачи одного из компонентов топлива в газогенератор, причем дросселирующий элемент серводросселя сообщен трубопроводами напорной магистралью насоса этого компонента после соплового насадка, а трубопровод подачи второго компонента в газогенератор соединен с напорной магистралью насоса этого компонента после серводросселя регулятора, выполняющего функцию регулятора соотношения расходов компонентов топлива через двигатель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), ракетным двигательным установкам (РДУ) на их основе, ракетам, системам выведения космических аппаратов (КА) на геостационарную орбиту (ГСО) и космическим транспортно-заправочным системам.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным системам ракетных блоков. .
Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано на различных видах транспорта и в отопительных системах жилых помещений и обогрева человека в экстремальных условиях.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для длительного хранения химически нестабильного компонента жидкого ракетного топлива двигательной установки на борту космического объекта в условиях полета.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено в жидкостных ракетах, например в ракетах-носителях (РН). .

Изобретение относится к надводной и подводной технике передвижения, в частности для ускорения надводных и подводных объектов (кораблей, подводных лодок, торпедных катеров, торпед и др.) Известны лопастные движители (гребные, водометные, крыльчатые) работают по принципу лопасти весла, загребающего воду.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к газоводу жидкостных ракетных двигателей с дожиганием

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании первых ступеней ракет-носителей с многобаковыми топливными отсеками пакетной схемы

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, на углеводородном горючем и на жидком водороде

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах: криогенном окислителе и на углеводородном горючем и криогенном горючем (жидком водороде)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для ракет-носителей (РН)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено в пожаробезопасных реактивных двигателях с экологически чистым топливом, установленных на метеорологических ракетах многократного использования, макетах самолетов, игрушечных фейерверках и т.п

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям и разгонным блокам с жидкостными ракетными двигателями
Изобретение относится к горючему для воздушно-реактивных двигателей и для жидкостных ракетных двигателей

Изобретение относится к конструкции жидкостных ракетных двигателей

Наверх