Регулируемый жидкостный ракетный двигатель
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее двух камер сгорания с реактивными соплами, имеющими систему регенеративного охлаждения, концентрично каждому реактивному соплу на средней и нижней силовой плите закреплены по две сопловые насадки: верхняя и нижняя, имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи двух пар приводов для каждой камеры сгорания, содержащих исполнительный механизм, выполненный в виде электродвигателя, который соединен через червячный редуктор и винтовую передачу с средней или нижней силовой плитой, а все приводы соединены с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания, при этом винты винтовых передач проходят через гайки, установленную в нижней и средней силовой плите. Каждая пара приводов соединена с устройством синхронизации. Двигатель оборудован блоком управления, соединенным со всеми устройствами синхронизации. Две пары приводов у каждого сопла установлены во взаимно перпендикулярных плоскостях. Изобретение обеспечивает повышение надежности, увеличение мощности двигателя. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием 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, 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. 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 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., 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 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 и отсутствия надежного механизма выдвижения сопловой насадки.
Известен жидкостный ракетный двигатель из сайта Интернет (Приложение №1), прототип, содержащий жидкостный ракетный двигатель, содержащий установленные на раме две качающиеся камеры сгорания с реактивными соплами, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего, газогенератор, установленный 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 средней и нижней силовой плите закреплены по две сопловые насадки: верхняя и нижняя, имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи двух пар приводов для каждой камеры сгорания, содержащих исполнительный механизм, выполненный в виде электродвигателя, который соединен через червячный редуктор и винтовую передачу с средней или нижней силовой плитой, а все приводы соединены с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания, при этом винты винтовых передач проходят через гайки, установленные в нижней и средней силовой плите. Каждая пара приводов соединена с устройством синхронизации. Двигатель оборудован блоком управления, соединенным со всеми устройствами синхронизации. Две пары приводов у каждого сопла установлены во взаимно перпендикулярных плоскостях.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:
на фиг.1 приведена схема регулируемого жидкостного ракетного двигателя,
на фиг.2 приведен разрез - АА,
на фиг.3 приведен разрез Б-Б.
Регулируемый жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) содержит не менее двух камер сгорания 1, закрепленных на раме 2. Для примера приведен двигатель с двумя 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, насос горючего 8 и дополнительный насос горючего 9. Выход из турбины 6 через выхлопной коллектор турбины 10 и блок газоводов 11 соединен с камерами сгорания 1.
Двигатель содержит три силовых плиты: верхнюю 12, среднюю 13 и нижнюю 14. Верхняя силовая плита жестко закреплена на камерах сгорания 1.
Концентрично каждому соплу 3 на средней силовой плите 13 установлена верхняя сопловая насадка 15. На нижней силовой плите 14 установлена нижняя сопловая насадка 16. На верхней силовой плите 12 каждого сопла 1 установлено по две пары приводов 17, имеющий исполнительный механизм 18, выполненный в виде электродвигателя 19, соединенного валом 20 с червячным редуктором 21 и винтовой передачей 22, которая содержит винт 23 и гайку 24, закрепленную в центре средней силовой плиты 13 и нижней силовой плиты 14. Пары приводов 17 целесообразно расположить относительно друг друга во взаимно перпендикулярных плоскостях. Винт 23 выполнен заодно в ведомым валом 25, который установлен в центраторе 26, выполненном в виде втулки, охватывающей вал 25, и уплотнен уплотнением 27. Приводы 17 закреплены на верхней силовой плите 12, закрепленной, в свою очередь, на камере (камерах) сгорания 1. Между соплами 3 и сопловыми насадками 15 и 16 предусмотрены конические уплотнения 28 из высокотемпературного материала. Полость «В» червячного редуктора 21 заполнена высокотемпературной смазкой.
Двигатель может быть оборудован устройством синхронизации 29, который электрическими связями 30 соединен с блоком управления 31 и всеми электрическими двигателями 19. ТНА 4 может быть оборудован бустерным насосом окислителя 32 и бустерным насосом горючего 33. На двигателе может быть установлен теплообменник 34 (фиг.3).
При запуске ЖРД с блока управления 31 подается команда на клапаны и регуляторы двигателя (на фиг.1…3 клапаны и регуляторы не показаны). В газогенератор 5 подается окислитель и горючее. Окислитель и горючее поступают на вход в насосы окислителя 7, насос горючего 8 и дополнительного насоса горючего 9, потом окислитель и горючее подаются в газогенератор 5, где воспламеняются. Газогенераторный газ и горючее подается в камеры сгорания 1, где смесь воспламеняется (на фиг.1…3 система воспламенения не показана). Двигатель запустился.
После набора ракетой определенной высоты (например, Н=5…7 км) подают сигнал на исполнительный механизм 18, конкретно на электродвигатель 19, который приводит во вращение червячный редуктор 21 и далее винт 23, при этом средняя силовая плита 13 с верхними сопловыми насадками 15 перемещается в крайнее 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 средних высотах примерно на 10…15%.
После выхода ракеты в космос подают сигнал на исполнительный механизм 18, конкретно на электродвигатель 19, который приводит во вращение червячный редуктор 21 и далее винт 23, при этом нижняя силовая плита 14 с нижними 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 дополнительному улучшению удельных характеристик ЖРД на очень больших высотах дополнительно на 8…10%.
Конструкция исполнительного механизма 19, выполненная в виде электродвигателя, позволяет при его небольшой мощности создать значительное усилие, необходимое для перемещения средней и нижней силовой плиты 13 и 14. Нижняя силовая плита перемещается без перекоса, т.к. вал 25 центрируется в центраторе 26, винт 23, выполненный с ним заодно, центрируется в гайке 22, установленной строго перпендикулярно верхней и нижней силовой плите 13 и 14. Механизм фиксации в конструкции двигателя, предотвращающий обратное перемещение сопловых насадок, не требуется, т.к. червячный редуктор 21 не допускает обратного хода при осевой нагрузке на ведомый вал 25.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и горючего.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить высокие технические характеристики многокамерных ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте за счет ступенчатого изменения степени расширения сопел двигателя.
2. Обеспечить надежное выдвижение и надежную фиксацию двух сопловых насадок для каждого сопла в крайнем нижнем положении без применения механизма фиксации.
3. Исключить перекос при выдвижении сопловых насадок в нижнее положение за счет большой длины винта, его центрирования в центраторе и в гайке и за счет применения механизма синхронизации для каждой пары приводов.
4. Обеспечить герметичность стыка сопловых насадок с соплами за счет применения конического высокотемпературного уплотнения.
1. 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 средней и нижней силовой плите закреплены по две сопловые насадки: верхняя и нижняя, имеющие возможность перемещаться вдоль осей камер сгорания при помощи двух пар приводов для каждой камеры сгорания, содержащих исполнительный механизм, выполненный в виде электродвигателя, который соединен через червячный редуктор и винтовую передачу с средней или нижней силовой плитой, а все приводы соединены с верхней силовой плитой, закрепленной на камерах сгорания, при этом винты винтовых передач проходят через гайки, установленные в нижней и средней силовой плите.
2. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каждая пара приводов соединена с устройством синхронизации.
3. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он оборудован блоком управления, соединенным со всеми устройствами синхронизации.
4. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что две пары приводов у каждого сопла установлены во взаимно перпендикулярных плоскостях.
