Жидкостный ракетный двигатель с беспоршневым пневмонасосным агрегатом

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) включает камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, при этом каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания. Изобретение обеспечивает уменьшение массы ЖРД и повышение его эффективности, а также упрощение конструкции ЖРД. 1 ил.

 

Область техники

Решение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок.

Уровень техники

В ракетной технике топливо в ЖРД (жидкостный ракетный двигатель) подается в камеру сгорания обычно одним из двух способов.

1. С помощью турбонасосного агрегата (ТНА). ТНА качает топливо из баков в камеру, при этом обеспечивает повышенное давление компонентов топлива в камере по сравнению с давлением в баках. ТНА позволяет сделать стенки баков тоньше и легче. По этим причинам двигатель с ТНА имеет высокую эффективность по сравнению другими видами подачи топлива. Но в то же время ТНА усложняет систему и снижает ее надежность. Производство ЖРД с ТНА требует больших трудозатрат, что существенно увеличивает себестоимость. Стоит отметить, что ТНА - устройство инерционного действия, в которой вращающееся колесо придает кинетическую энергию жидкости, которая затем выходной улиткой преобразуется в потенциальную энергию (статическое давление).

2. Вытеснением. В таком случае на борту ракеты имеется баллон повышенного давления, газ из которого вытесняет компоненты топлива из баков в камеру. В таком случае давление в камере ниже давления в баках, а давление в баках ниже давления в баллоне с вытесняющим газом (баллон наддува). Чтобы выдерживать высокое давление, стенки баллона наддува и баков с топливом должны быть достаточно толстыми, что одновременно существенно увеличивает вес баллона и ракеты в целом. Высокий вес баллонов ограничивает максимальное давление в системе. Обычно в ЖРД с ТНА давление всегда выше. Преимуществом ЖРД с вытеснительной подачей топлива является высокая надежность и сравнительно низкие трудозатраты при производстве.

В ракетной технике периодически пытаются применить альтернативные типы подачи топлива (например, электронасос, поршневой насос). Одна из таких альтернативных технологий - беспоршневой пневмонасосный агрегат (ПНА). Он совмещает достоинства ТНА (легкие баки, высокое давление в камере) с достоинствами вытеснительной системы (простота, надежность, дешевизна).

Беспоршневой ПНА состоит из двух (или большего числа) емкостей высокого давления, которые работают поочередно (Pistonless Pumps for Reliable, High Performance Propulsion Systems, http://www-rohan.sdsu.edu/~sharring/Pistonless_pump_for_CEV.pdf). В первом такте в первой емкости давление вытесняющего газа низкое, поэтому она наполняется компонентом топлива из большого бака, а во втором такте - в этой емкости давление вытесняющего газа высокое, и он вытесняет компонент топлива в двигатель. Вторая емкость работает в противофазе. Беспоршневой ПНА является машиной объемного действия (сродни обычному поршневому насосу), но в нем нет поршней и, вообще, движущихся элементов кроме клапанов.

Из уровня техники известен беспоршневой ПНА, созданный компанией Flometrics, раскрытый в заявке на патента США US 20090257888 А1, опубликованной 15 октября 2009 года. Во время испытания на стенде данный ПНА подавал топливо в ЖРД. Особенностью ПНА, описанного Flometrics, является использование для наддува жидкого/газообразного гелия или азота.

В качестве прототипа настоящего решения выбирается жидкостный ракетный двигатель, описанный в патенте РФ RU 2158838, опубликованном в 10.11.2000. В документе описан жидкостный ракетный двигатель, который включает две камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме ТНА, имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя. Изобретение позволяет улучшить использование пространства двигательного отсека ракеты, упростить процесс сборки двигателя, уменьшить осевой габарит двигателя и осевой габарит и массу ракетоносителя.

К недостаткам изобретения относится использование ТНА, что усложняет систему и снижает ее надежность. Производство ЖРД с ТНА требует больших трудозатрат, что существенно увеличивает себестоимость.

Техническая задача и технический результат

Технической задачей является уменьшение массы ЖРД и повышение его эффективности. Техническим результатом является также упрощение конструкции ЖРД.

Решение

Для решения поставленной задачи предлагается жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, отличающийся тем, что каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания. Все элементы ЖРД крепятся к раме и представляют собой связанную жестко конструкцию.

Описание чертежей

Сущность решения поясняется фиг. 1, на которой приведена принципиальная схема ЖРД с ПНА с дожиганием газов наддува. Введены следующие обозначения

1 - бак жидкого азота;

2 - вентиль;

3 - обратный клапан;

4 - бак гелия высокого давления;

5 - ПНА-1;

6, 7 - редукционные клапаны;

8 - ПНА-2;

9 - бак горючего;

10 - бак окислителя;

11 - газификатор жидкого метана;

12 - ПНА-Г;

13 - ПНА-О;

14 - газификатор жидкого кислорода;

15, 16 - демпферы;

17 - камера сгорания;

18, 19, 20, 21 - рулевые камеры сгорания.

Детальное описание решения

С одной стороны, ТНА являются сложными в разработке, доводке, изготовлении и использовании тепловыми машинами, часто работающими в экстремальных условиях (высокие температуры, чрезвычайно высокие давления (свыше 500 атмосфер в ТНА РД-170 и ему подобных), агрессивная среда (окислительный газ), предельные механические нагрузки (частота вращения свыше 100000 об/мин), вибрации и другие факторы ракетного полета). Стоимость ТНА составляет до стоимости ЖРД и также примерно отказов ЖРД приходятся на ТНА.

С другой стороны, использование вытеснительной подачи приводит к большой массе баков, содержащих топливо под давлением, превышающим давление в камере сгорания ЖРД, большой массе вытесняющего газа, который требует для размещения баллонов высокого давления, также имеющих большую массу, и уменьшает достижимый удельный импульс ЖРД, особенно для первых ступеней, работающих при наружном давлении, отличном от нуля.

Пневмонасосный агрегат позволит получить давление в камере ЖРД больше, чем при вытеснительной подаче, а массу баков - меньше, чем при вытеснительной подаче. Таким образом, по техническим характеристикам ПНА эффективнее вытеснительной подачи. При этом он останется менее эффективным технически, чем ТНА, однако дешевле, надежнее и быстрее в отработке, чем ТНА. Таким образом, ПНА заполняет важную нишу - он эффективнее вытеснительной системы, но дешевле, проще и надежнее ТНА.

Однако применение двух беспоршневых ПНА Flometrics (один для горючего, а другой для окислителя) для подачи горючего и окислителя в камеру ЖРД будет недостаточно эффективным для использования в космической ракете по двум причинам.

Во-первых, баки с жидким/газообразным гелием и/или азотом будут слишком велики.

Во-вторых, для увеличения эффективности системы логично использовать отработанный в ПНА гелий/азот в рулевых камерах сгорания ЖРД. В отличие от основной камеры сгорания ЖРД они не толкают ракету вверх, а управляют ее ориентацией. Если изменять ориентацию не нужно, то отработанные газы стравливаются одновременно через все четыре камеры. В некоторых ракетах рулевые камеры расположены не строго перпендикулярно продольной оси ракеты, а немного под углом, причем сопла направлены в ту же сторону, что и у основной. В таком случае одновременная работа всех четырех рулевых камер поможет разгону ракеты. Однако и гелий, и азот химически инертны, поэтому их горение в рулевых камерах невозможно, а следовательно, - эффективность мала.

Если же в качестве горючего используется жидкие водород или керосин, а в качестве окислителя - жидкий кислород (что перекрывает большинство используемых в ЖРД топливных пар), то можно существенно оптимизировать конструкцию. Для этого бак окислителя надо наддувать кислородом, а бак горючего - метаном.

Принципиальное устройство с беспоршневыми ПНА с дожиганием газов наддува показано на фиг. 1.

Устройство состоит из бака жидкого азота, газификатора жидкого метана, газификатора жидкого кислорода, бака высокого давления с гелием на 300 атм, четырех беспоршневых ПНА, а также соединительных трубок и ряда вспомогательных элементов.

Каждый ПНА (аналогичный описанному в документе US 20090257888 А1) имеет два входа и два выхода. По сути каждый ПНА работает как насос. На один вход подается рабочий газ высокого давления, на другой вход - жидкость низкого давления, в первый выход - отработанный газ низкого давления, а во второй выход - жидкость высокого давления.

Опишем работу агрегатов.

ПНА-1. На входы подается - гелий высокого давления, жидкий метан. Выходы - гелий низкого давления, жидкий метан.

Далее жидкий метан с ПНА-1 идет в газификатор, где превращается в газообразный метан высокого давления, который поступает на ПНА-Г. Гелий низкого давления идет на наддув бака с жидким метаном. Для того чтобы вся система стартовала, первоначально наддув бака жидкого метана осуществляется гелием высокого давления, для чего открывается вентиль 2. Как только ПНА-1 начинает работу, вентиль 2 закрывается, в результате чего гелий высокого давления перестает поступать в бак жидкого метана и продолжает идти только напрямую в ПНА-1, а бак жидкого метана продолжает заполняться гелием низкого давления, выходящим из ПНА-1.

ПНА-Г. На входы подается - газообразный метан высокого давления, жидкое горючее из бака горючего. Выходы - газообразный метан низкого давления, горючее под высоким давлением.

Далее газообразный метан идет на рулевые двигатели и на наддув бака горючего, а горючее - непосредственно в камеру ЖРД.

Далее рассмотрим наддув окислителя (жидкий кислород).

ПНА-2. На входы подается - гелий высокого давления из гелиевого бака высокого давления, окислитель из бака окислителя. Выходы - газообразный гелий низкого давления, жидкий окислитель.

Гелий низкого давления из ПНА-2 затем наддувает бак окислителя. Жидкий окислитель после ПНА-2 поступает в газификатор, где превращается в газообразный кислород высокого давления.

ПНА-О. На входы подается - газообразный кислород высокого давления, жидкий кислород из бака окислителя. Выходы - газообразный кислород низкого давления, жидкий кислород высокого давления.

Жидкий кислород далее поступает в камеру ЖРД. Газообразный кислород поступает в рулевые камеры, где дожигается вместе с метаном в рулевых камерах, осуществляющих поворот ракеты, или дожигается сразу во всех рулевых камерах, если ракета в данный момент не нуждается в повороте.

Дополнительные элементы конструкции - демпферы (призваны сглаживать скачки давления, вызываемые циклической работой ПНА) и редукционные клапаны (поддерживают нужное давление в баках горючего и окислителя).

Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, отличающийся тем, что каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Способ создания тяги двигателя, основанный на использовании энергетических ресурсов топлива, в котором рабочее тело вводят в сопло тангенциально с критической скоростью в поперечном направлении и обеспечивают потоку круговое - вращательное движение по всей длине сопла.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для спуска отделяющихся частей ступеней ракеты после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, причем в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции.

Изобретение относится к двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости.

Изобретение относится к ракетным двигателям. В ракетном двигателе, содержащем газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженном системой автоматического запуска и управления, согласно изобретению газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора. Изобретение обеспечивает повышение надежности и упрощение двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя для легких нагрузок. Жидкостный ракетный двигатель включает камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, при этом каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания. Изобретение обеспечивает уменьшение массы ЖРД и повышение его эффективности, а также упрощение конструкции ЖРД. 1 ил.

Наверх