Жидкостный ракетный двигатель открытой схемы



Жидкостный ракетный двигатель открытой схемы
Жидкостный ракетный двигатель открытой схемы

 


Владельцы патента RU 2459970:

Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомпонентном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - кислорода и керосина, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, в магистрали окислителя - жидкого кислорода - между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора. Изобретение обеспечивает устойчивость процесса горения в камере сгорания. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям открытой схемы.

Предшествующий уровень техники

В планах по созданию жидкостных ракетных двигателей для перспективных многоразовых ракетно-космических систем все чаще рассматриваются двигатели с умеренно напряженными параметрами, позволяющие решить актуальные задачи повышения надежности, ресурса работы, формирования и т.д. К таким двигателям можно отнести и проекты по двигателям, работающим по открытой схеме - без дожигания восстановительного генераторного газа, см., например, проект по ЖРД РД0163 (журнал «Авиационные и ракетные двигатели» №1, 2010 г., УДК 629.764.3).

В этом отношении можно сослаться на жидкостный ракетный двигатель открытой схемы РД-111 (см. Альбом конструкций ЖРД, часть 3, составленный под руководством В.П.Глушко, Военное издательство Минобороны СССР, М., 1969, с.155), содержащий четыре камеры, питаемые от одного турбонасосного агрегата. Этот агрегат состоит из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов с двусторонним входом. Турбина двухступенчатая активная, работает на восстановительном генераторном газе, вырабатываемом в двухкомпонентном жидкостном газогенераторе путем сжигания основных компонентов топлива - кислорода и керосина с большим избытком последнего. Отвод отработанного генераторного газа производится через выхлопную систему, заканчивающуюся расширяющимся насадком. Кроме того, он содержит пуско-отсечные клапаны кислорода и керосина, при этом жидкий кислород направляется непосредственно в смесительную головку, а керосин - в охлаждающий тракт камеры, из которого затем поступает в полость головки (прототип предлагаемого изобретения).

Однако, как показывает многолетний опыт разработок жидкостных ракетных двигателей по открытой схеме, обеспечение устойчивого процесса горения жидких компонентов топлива в камерах сгорания представляет собой сложную и не всегда успешно решаемую задачу.

Поиск вариантов форсунок и схем смесеобразования, конструкции и параметров антипульсационных перегородок и т.д., обеспечивающих приемлемые параметры по устойчивости рабочего процесса, занимает основное время доводки и ведет к значительным финансовым затратам.

В то же самое время для всех современных двигателей, например двигателя РД-253 (см. кн. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», под редакцией проф. Г.Г.Гахуна. Москва, Машиностроение, 1989, с.92) и ряда других работающих по схеме с дожиганием, задачи по обеспечению устойчивости процесса горения на компонентах газ-жидкость успешно решены, и при многолетней эксплуатации таких жидкостных ракетных двигателей проблем по устойчивости не возникало.

Раскрытие изобретения

Задачей предлагаемого изобретения является создание жидкостного ракетного двигателя, работающего по открытой схеме, обеспечивающего устойчивость процесса горения в камере сгорания.

Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе открытой схемы, содержащем камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомпонентном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - жидкого окислителя и жидкого углеводородного горючего, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, заканчивающейся расширяющимся насадком, кроме того, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, а также клапаны окислителя и горючего, при этом в магистрали жидкого окислителя - жидкого кислорода - между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора.

Другими отличиями являются:

- газификатор имеет корпус с соосно расположенным в нем топливным каналом, кольцевым каналом окислителя и смесительной камеры, который закреплен со стороны топливного канала в крышке, а со стороны смесительной камеры в днище, при этом патрубок подвода топлива закреплен в крышке с образованием топливной полости, а патрубок подвода окислителя закреплен в средней части силовой оболочки и сообщен с ее кольцевой полостью, которая сообщена с кольцевым каналом окислителя через отверстия, выполненные в корпусе, и выходной полостью газификатора через пазы, расположенные на наружной поверхности части корпуса, закрепленной в днище на выходе из газификатора, причем топливный канал смесительного элемента подключен к топливной полости через тангенциальные отверстия, выполненные в корпусе:

- в качестве углеводородного горючего используется жидкий керосин;

- в качестве окислителя используется жидкий кислород;

- в качестве окислителя используется жидкий азотный тетраксид (N2O4);

- длина выходного патрубка газификатора равна его внутреннему диаметру.

Технический результат от использования изобретения состоит в обеспечении устойчивости процесса горения в жидкостных ракетных двигателях открытых схем путем газификации перед камерой сгорания одного из жидких компонентов топлива, например окислителя, тем самым обеспечивая процесс в камере сгорания на компонентах газ-жидкость.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 представлена схема двигателя.

На фиг.2 приведен газификатор в разрезе вдоль продольной оси.

Пример реализации изобретения

Предлагаемый двигатель (фиг.1) состоит из камеры сгорания 1, снабженной трактом регенеративного охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, турбонасосного агрегата 4, включающего турбину 5, насос горючего 6 и насос окислителя 7. Турбина 5 соединена своим входом с газогенератором 8, а выходом - с выхлопной трубой 9, снабженной соплом 10. Выход из насоса окислителя 7 через клапан 11 соединен с газификатором 12, выход из которого соединен с форсуночной головкой 3 камеры сгорания 1, кроме того, выход из насоса окислителя 7 через регулятор тяги 13 соединен с газогенератором 8. Выход из насоса горючего 6 через стабилизатор 14 и клапан 15 соединен со смесительной головкой газогенератора 8. Одновременно выход из насоса горючего 6 через клапан 16 соединен с входной полостью газификатора 12, а через дроссель 18 и клапан 19 соединен с трактом регенеративного охлаждения 2.

Газификатор 12 (фиг.2) имеет корпус 20 с соосно расположенным в нем топливным каналом 21, кольцевым каналом окислителя 22 и смесительной камерой 23 (I зона горения). Корпус 20 закреплен со стороны топливного канала 21 в крышке 24, а со стороны смесительной камеры 23 в днище 25, патрубок подвода топлива 26 закреплен в крышке 24 с образованием топливной полости 27, а патрубок подвода окислителя 28 закреплен в средней части силовой оболочки 29 и сообщен с ее кольцевой полостью 30. Эта полость сообщена с кольцевым каналом окислителя 22 через отверстия 31, выполненные в корпусе 20, и выходной полостью газификатора 32 через пазы между пилонами 33, расположенными на наружной поверхности части корпуса 20, закрепленной в днище 25 на выходе из газификатора 12 (II зона испарения). Топливный канал 21 смесительного элемента подключен к топливной полости 27 через тангенциальные отверстия 34, выполненные в корпусе 20.

Работа устройства

Жидкий окислитель из бака (не показано) поступает в насос окислителя 7 и далее самотеком поступает в газогенератор 8, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса горючего 6, образовавшийся в газогенераторе 8 газ приводит в движение турбину 5 и, соответственно, насосы горючего 6 и окислителя 7, в результате этого окислитель и горючее поступают в газификатор 12, где жидкий окислитель переводится в газ высокой температуры, который поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1 и через струйные форсунки (не показаны) поступает в огневое пространство камеры сгорания 1. Жидкое горючее из бака (не показан) через дроссель 18 и клапан 19 поступает в тракт регенеративного охлаждения 2 камеры сгорания 1, а из него в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, в которой происходит полное сгорание в окислительном газе. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из камеры сгорания 1 двигателя, создавая гагу.

При работе газификатора 12 топливо из патрубка 26 заполняет топливную полость 27 и подается через тангенциальные отверстия 34 в топливный канал 21 и далее в смесительную камеру 23. Жидкий окислитель через патрубок 28 подается в кольцевую полость 30, а из нее через отверстия 31 подается в смесительную камеру 23, где, смешиваясь с топливом, вызывает его горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего (I зона). Через пазы между пилонами 33 окислитель также подается в камеру 23, обеспечивая смешение продуктов сгорания топлива с окислителем, превращая последний в газ высокой температуры (II зона).

Применение газификатора перед камерой сгорания одного из жидких компонентов топлива, например, окислителя, позволяет перевести работу жидкостного ракетного двигателя открытой схемы (жидкость-жидкость) в схему газ-жидкость и обеспечить устойчивый процесс горения в камере сгорания.

Промышленное применение

Наиболее успешно предлагаемое изобретение может найти применение в жидкостных ракетных двигателях открытой схемы, работающих на жидком кислороде и жидком горючем.

1. Жидкостный ракетный двигатель открытой схемы содержит камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомплектном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - жидкого окислителя и жидкого углеводородного горючего, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, заканчивающейся расширяющимся насадком, кроме того, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, а также клапаны окислителя и горючего, отличающийся тем, что в магистрали жидкого окислителя между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что газификатор имеет корпус с соосно расположенным в нем топливным каналом, кольцевым каналом окислителя и смесительной камеры, который закреплен со стороны топливного канала в крышке, а со стороны смесительной камеры в днище, при этом патрубок подвода топлива закреплен в крышке с образованием топливной полости, а патрубок подвода окислителя закреплен в средней части силовой оболочки и сообщен с ее кольцевой полостью, которая сообщена с кольцевым каналом окислителя через отверстия, выполненные в корпусе, и выходной полостью газификатора через пазы, расположенные на наружной поверхности части корпуса, закрепленной в днище на выходе из газификатора, причем топливный канал смесительного элемента подключен к топливной полости через тангенциальные отверстия, выполненные в корпусе.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве окислителя используется жидкий кислород.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве окислителя используется жидкий азотный тетраксид (N2O4).

5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что длина выходного патрубка газификатора равна его внутреннему диаметру.

6. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве углеводородного горючего используется жидкий керосин.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности жидкостным ракетным двигателям. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). .

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя.

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

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к турбонасосному агрегату жидкостного ракетного двигателя. .

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбона-сосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей, в том числе работающих на криогенных компонентах.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способу захолаживания криогенной магистрали жидкостного ракетного двигателя при многократных включениях двигателя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей
Наверх