Регулируемый жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель, содержащий не менее двух камер сгорания с реактивными соплами, имеющими систему регенеративного охлаждения, согласно изобретению концентрично каждому реактивному соплу на нижней силовой плите закреплены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла и имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи привода, содержащего, по меньшей мере, один исполнительный механизм, при этом привод содержит исполнительный механизм, выполненный в виде электродвигателя, червячной и винтовой передачи, привод соединен с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания, а винт передачи проходит через гайку, установленную в центре нижней силовой плиты. Изобретение обеспечивает оптимальную работу ракетного двигателя на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности. 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к четырехкамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по открытой схеме, без дожигания газогенераторного газа, работающим на 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, включающий 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. Жидкостной 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 не приемлема, 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., который содержит камеру, 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 реактивные сопла. 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.

Известен жидкостный ракетный двигатель из сайта Интернет, прототип, содержащий жидкостный ракетный двигатель, содержащий установленные на раме четыре камеры сгорания с реактивными соплами, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленным перед турбиной.

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 в регулируемом жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее двух камер сгорания с реактивными соплами, имеющими систему регенеративного охлаждения, тем, что концентрично каждому реактивному соплу на нижней силовой плите закреплены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла и имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи привода, содержащего, по меньшей мере, один исполнительный механизм, при этом привод содержит исполнительный механизм, выполненный в виде электродвигателя, червячной и винтовой передачи, привод соединен с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания, а винт винтовой передачи проходит через гайку, установленную в центре нижней силовой плиты.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:

на фиг.1 приведена схема регулируемого жидкостного ракетного двигателя,

на фиг.2 приведен вид А,

на фиг.3 приведен внешний вид двигателя.

Регулируемый жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) содержит не менее двух камер сгорания 1, закрепленных на раме 2. Для примера приведен двигатель с четырьмя камерами сгорания 1 с соплами 3. Сопла 3 выполнены с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Б». Регулируемый жидкостный ракетный двигатель имеет один общий для всех камер сгорания 1 турбонасосный агрегат 4, содержащий, в свою очередь, газогенератор 5, турбину 6, насос окислителя 7 и насос горючего 8. Выход из насоса окислителя 7 соединен трубопроводом окислителя 9, содержащим клапан окислителя 10 с камерами сгорания 1. Выход из насоса горючего 8 трубопроводом горючего 11, содержащим клапан горючего 12, соединен с коллекторами горючего 13, системы регенеративного охлаждения сопел 3. К газогенератору 5 подстыкован трубопровод подачи рабочего тела 14, а к выходу из турбины 6 - трубопровод сброса отработавших газов 15.

Концентрично каждому соплу 2 установлена сопловая насадка 16. Все сопловые насадки 16 закреплены на нижней силовой плите 17. К нижней силовой плите 17 подсоединен привод 18, имеющий исполнительный механизм 19, выполненный в виде электродвигателя, соединенного валом с червячной передачей 21 и винтовой передачей 22, которая содержит винт 23 и гайку 24, закрепленную в центре нижней силовой плиты 17. Винт 23 выполнен заодно в ведомым валом 25, который установлен в центраторе 26 и уплотнен уплотнением 27. Привод 18 закреплен на верхней силовой плите 28, закрепленной, в свою очередь, на камерах сгорания 1. Между соплами 3 и сопловыми насадками 16 предусмотрены конические уплотнения из высокотемпературного материала. Полость червячного редуктора заполнена высокотемпературной смазкой.

При запуске ЖРД в газогенератор 5 подается рабочее тело по трубопроводу 14, окислитель и горючее поступают на вход в насосы окислителя 7 и горючего 8, потом окислитель и горючее подаются в камеры сгорания 1, где воспламеняется (на фиг.1…3 система воспламенения не показана). Двигатель запустился.

После набора ракетой высоты подают сигнал на исполнительный механизм 19, конкретно на электродвигатель 19, который приводит во вращение червячный редуктор 21 и далее винт 23, при этом нижняя силовая плита 17 с сопловыми насадками 16 перемещается в крайне нижнее положение. Длина сопел и степень расширения продуктов сгорания в них увеличивается. Продукты сгорания, вытекающие из сопел, 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. Конструкция исполнительного механизма 19, выполненная в виде электродвигателя, позволяет при его небольшой мощности создать значительное усилие, необходимое для перемещения нижней силовой плиты 17. Нижняя силовая плита перемещается без перекоса, т.к. вал 25 центрируется в центраторе 26, винт 23, выполненный с ним заодно, - центрируется в гайке 24, установленной строго перпендикулярно нижней силовой плите 17. Механизм фиксации не требуется, т.к. червячный редуктор не допускает обратного хода при осевой нагрузке на ведомый вал 25.

При выключении двигателя прекращают подачу рабочего тела по трубопроводу 14 и подается сигнал на клапаны окислителя 10 и горючего 12, которые закрываются.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить высокие технические характеристики многокамерных ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.

2. Обеспечить надежную фиксацию сопловых насадок в крайнем нижнем положении без применения механизма фиксации.

3. Исключить перекос при выдвижении сопловой насадки в нижнее положение за счет большой длины штока и его центрирования в центраторе и в гайке.

4. Обеспечить герметичность стыка сопловой насадки с соплом за счет применения конического высокотемпературного уплотнения.

Регулируемый жидкостный ракетный двигатель, содержащий не менее двух камер сгорания с реактивными соплами, имеющими систему регенеративного охлаждения, отличающийся тем, что концентрично каждому реактивному соплу на нижней силовой плите закреплены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла и имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи привода, содержащего, по меньшей мере, один исполнительный механизм, при этом привод содержит исполнительный механизм, выполненный в виде электродвигателя, червячной и винтовой передач, привод соединен с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания, а винт винтовой передачи проходит через гайку, установленную в центре нижней силовой плиты.