Жидкостный ракетный двигатель
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий установленные на раме камеру сгорания с реактивным соплом, имеющие систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный над основной турбиной, согласно изобретению концентрично реактивному соплу установлена сопловая насадка, выполненная по профилю как продолжение сопла и имеющая возможность перемещаться вдоль продольной оси камеры сгорания при помощи привода, при этом сопловая насадка выполнена охлаждаемой и содержащей рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами присоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего. Привод содержит, по меньшей мере, один исполнительный механизм. Исполнительный механизм размещен на сопле. Исполнительный механизм закреплен на раме. Исполнительный механизм закреплен на камере сгорания. Исполнительный механизм соединен механизмом синхронизации, а сопловая насадка установлена на направляющем цилиндре. В качестве исполнительного механизма применен электрический двигатель. В качестве исполнительного механизма применен гидроцилиндр. Изобретение обеспечивает оптимальную работу ракетного двигателя в широком диапазоне режимов на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей, и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.
Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г (прототип), который содержит камеру и турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.
Основной элемент выходного устройства реактивного двигателя и двигателя с комбинированной тягой - это реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газа, выходящего из турбины, или форсажной камеры газотурбинного двигателя, или из камеры сгорания (или другого устройства для подогрева рабочего тела) ракетного двигателя, сопровождаемое увеличением его скорости и кинетической энергии. Расширение газа в сопле реактивном происходит до давления окружающей среды на расчетном режиме сопла и до давления, отличного от давления окружающей среды, на нерасчетных режимах сопла. Скорость истечения газа из реактивного сопла воздушно-реактивного двигателя на расчетном режиме сопла определяет при данной скорости полета величину удельной тяги двигателя. Скорость истечения газа из реактивного сопла ракетного двигателя на расчетном режиме сопла определяет величину удельной тяги двигателя независимо от скорости полета. Скорость истечения газа из реактивного сопла современных реактивных двигателей в земных статических условиях доходит до 1000 м/с и более у воздушно-реактивных двигателей и до 3000 м/с и более у ракетных двигателей. Различают регулируемое и нерегулируемое реактивное сопло. Регулируемое сопло снабжается устройством для изменения его сечения при работе двигателя. В дозвуковом сужающемся сопле регулирование состоит, как правило, в изменении площади выходного сечения сопла. В сверхзвуковом сопле регулированию подвергаются как площадь критического сечения, так и площадь выходного сечения сопла. Регулируемое сопло применяется в турбореактивных двигателях с форсажной камерой, а также в некоторых других газотурбинных, воздушно-реактивных и ракетных двигателях. Сопло ракетного двигателя называется также соплом камеры двигателя или просто соплом и его регулирование практически не применяется из-за очень высокой температуры истечения продуктов сгорания.
Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что, жидкостный ракетный двигатель, содержащий установленные на раме камеру сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащий основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленным над основной турбиной, отличающийся тем, что концентрично реактивному соплу установлена сопловая насадка, выполненная по профилю как продолжение сопла и имеющая возможность перемещаться вдоль продольной оси камеры сгорания при помощи привода, при этом сопловая насадка выполнена охлаждаемой и содержит рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и к топливному коллектору горючего. Привод содержит, по меньшей мере, один исполнительный механизм. Исполнительный механизм может быть размещен на сопле. Исполнительный механизм может быть закреплены на раме. Исполнительный механизм может быть закреплен на камере сгорания. Исполнительный механизм могут быть соединен механизмом синхронизации, а сопловая насадка установлена на направляющем цилиндре. В качестве исполнительного механизма может быть применен электрический двигатель. В качестве исполнительного механизма может быть применен пневмоцилиндр. В качестве исполнительного механизма может быть применен гидроцилиндр.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…6, где:
на фиг.1 приведен первый вариант исполнения привода,
на фиг.2 приведен второй вариант исполнения привода,
на фиг.3 приведен третий вариант исполнения привода,
на фиг.4 приведен разрез А-А,
на фиг.5 приведен вид Б для сопловой насадки, выполненной из углерод-углеродного композиционного материала,
на фиг.6 приведен вид Б для сопловой насадки, выполненной охлаждаемой.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…6) содержит камеру сгорания 1 и турбонасосный агрегат 2. Турбонасосный агрегат 2, в свою очередь, содержит насос окислителя 3, насос горючего 4, пусковую турбину 5, дополнительный насос горючего 6, вал которого 7 соединен мультипликатором 8, размещенным в корпусе мультипликатора 9 с валом 10 турбонасосного агрегата 2, основную турбину 11, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 2. Газогенератор 12 установлен над основной турбиной 11 соосно с турбонасосным агрегатом 2. Камера сгорания 1 содержит сопло 13, выполненное из двух оболочек и зазором «В» между ними, и головку камеры сгорания 14, внутри которой выполнены наружная плита 15 и внутренняя плита 16 с полостью «Г» между ними. Внутри головки камеры сгорания 14 установлены форсунки окислителя 17 и форсунки горючего 18. Форсунки окислителя 17 сообщают полость «Д» с внутренней полостью камеры сгорания «Е», а форсунки горючего 18 сообщают полость «Г» с внутренней полостью камеры сгорания 1 - полостью «Е». На наружной поверхности камеры сгорания 1 установлен коллектор горючего 19, от которого отходят топливопроводы 20 к нижней части сопла 13. К коллектору горючего 19 подключен выход из клапана горючего 21, вход которого соединен с выходом из дополнительного насоса горючего 7 трубопроводом высокого давления 22 через регулятор расхода 23, имеющий привод 24 и клапан высокого давления 25 с газогенератором 12, конкретно - с полостью «Ж». Выход из насоса окислителя 3 трубопроводом окислителя 26 через клапан окислителя 27 тоже соединен с газогенератором 12, конкретно с его полостью «И». На головке 13 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 28 (электрозапальные или пирозапальные), а на газогенераторе - запальные устройства 29. Запальных устройств может быть применено по одному или по несколько штук и на камере сгорания, и на газогенераторе. К пусковой турбине 5 подстыкован трубопровод 30 с пусковым клапаном 31, предназначенным для запуска пусковой турбины 5, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. Двигатель имеет блок управления 32, к которому электрическими связями подключены запальные устройства 28 и 29, клапан горючего 21, клапан окислителя 27, привод регулятора расхода 24, клапан высокого давления 25, пусковой клапан 31.
К коллектору горючего 19 подключен продувочный трубопровод 33 с клапаном продувки 34. Продувка осуществляется инертным газом, например азотом.
Двигатель содержит сопловую насадку 35, выполненную по профилю как продолжение сопла 13 и имеющую возможность перемещения вдоль оси камеры сгорания 1 при помощи привода. Привод может быть выполнен в одного или нескольких исполнительных механизмов 36. Предпочтительно (фиг.4) применить три исполнительных механизма 36, установленных по окружности симметрично оси камеры сгорания 1 и соединить их механизмом синхронизации, например цепным или ременным, содержащим звездочки или зубчатые шкивы 37 и ремень (или цепь) 38. Этот механизм может быть выполнен электрическим или механическим. На фиг.1 приведен исполнительный механизм в виде электродвигателя 39 с винтом 40, соединенным с силовым кольцом 41, установленным на сопловой насадке 35. Электродвигатель 39 прикреплен на раме двигателя 42. На фиг.2 приведена схема с пневмоцилиндром 43 (пневмоцилиндрами), имеющим шток 44, соединенный с силовым кольцом 41. Пневмоцилиндр 43 через клапан 45 соединен с баллоном сжатого газа 46. На фиг.3 приведена схема с гидроцилиндром 47, который соединен через клапан 45 с гидравлической станцией 48.
На фиг.5 и 6 приведена конструкция стыка сопловой насадки 35 и сопла 13, при этом на фиг.5 приведена сопловая насадка 35, выполненная из графито-графитового композиционного материала, только верхнее кольцо 49 выполнено металлическим и может быть совмещено с силовым кольцом 41. Стыковка сопловой насадки 35 с нижней частью сопла 13 выполнена для обеспечения герметичности по конической поверхности «К». На фиг.6 приведена охлаждаемая сопловая насадка, которая содержит рубашку охлаждения 50, образующую с сопловой насадкой 35 зазор «Л», полость между сопловой насадкой 35 и соплом 1 соединена гибкими трубопроводами 51 и 52 соответственно с выходом из насоса горючего 4 и с коллектором горючего 19.
При запуске ЖРД с блока управления 32 подается сигнал на пусковой клапан 31. Воздух высокого давления (или инертный газ, или продукты газификации однокомпонентного топлива) с наземной системы по трубопроводу 30 подается на пусковую турбину 5 и раскручивает ТНА 2. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 3, насоса горючего 4 и дополнительного насоса горючего 6 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 19, 25 и 26. Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 1 и газогенератор 10. Подается сигнал на запальные устройства 27 и 28, топливная смесь в камере сгорания 1 и в газогенераторе 10 воспламеняется. Двигатель запустился. Регулятором расхода 22 осуществляют регулирование режима его работы путем изменения соотношения компонентов топлива в газогенераторе 2. После набора ракетой высоты блок управления 32 подает сигнал на исполнительные механизмы 36, которые перемещают сопловую насадку 35 в крайне нижнее положение. Длина сопла и степень расширения продуктов сгорания в нем увеличиваются. Продукты сгорания, вытекающие из сопла, дополнительно расширяются в сопловой насадке до давления окружающей среды, создавая дополнительную силу тяги без увеличения расхода топлива. Это приводит к улучшению удельных характеристик ЖРД на больших высотах.
При выключении двигателя с блока управления 32 подается сигнал на клапаны 21, 25 и 27, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 33 и инертный газ по продувочному трубопроводу 33 поступает в топливный коллектор 19 и далее в полость «В» для удаления остатков горючего.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить высокие технические характеристики ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.
2. Обеспечить надежную работу сопловой насадки при высоких температурах.
3. Исключить перекос при выдвижении сопловой насадки в нижнее положение.
4. Обеспечить герметичность стыка сопловой насадки с соплом.
1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий установленные на раме камеру сгорания с реактивным соплом, имеющие систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный над основной турбиной, отличающийся тем, что концентрично реактивному соплу установлена сопловая насадка, выполненная по профилю как продолжение сопла и имеющая возможность перемещаться вдоль продольной оси камеры сгорания при помощи привода, при этом сопловая насадка выполнена охлаждаемой и содержащей рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами присоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что привод содержит, по меньшей мере, один исполнительный механизм.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что исполнительный механизм размещен на сопле.
4. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что исполнительный механизм закреплен на раме.
5. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что исполнительный механизм закреплен на камере сгорания.
6. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что исполнительный механизм соединен механизмом синхронизации, а сопловая насадка установлена на направляющем цилиндре.
7. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что в качестве исполнительного механизма применен электрический двигатель.
8. Жидкостный ракетный двигатель по любому из пп.1 или 3, отличающийся тем, что в качестве исполнительного механизма применен пневмоцилиндр.
9. Жидкостный ракетный двигатель по любому из пп.1 или 3, отличающийся тем, что в качестве исполнительного механизма применен гидроцилиндр
