Способ дросселирования тяги жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги. Изобретение обеспечивает уменьшение потерь удельного импульса жидкостного ракетного двигателя при глубоком дросселировании тяги и увеличение степени дросселирования тяги. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей с изменяемой в широком диапазоне тягой.

В практике реализации космических программ двигатели с глубоким дросселированием тяги в основном предназначены для применения в составе посадочных платформ - последних ступеней ракетно-космических комплексов (РКК) для обеспечения их мягкой посадки на планеты Солнечной системы с разреженной атмосферой или при ее отсутствии.

В частности, такие двигатели применялись в составе посадочных модулей РКК «Apollo» (с пятикратным дросселированием тяги) и «Луна-16» (с трехкратным дросселированием тяги).

Наряду с требованием глубокого дросселирования тяги для таких двигателей (двигателей последних ступеней РКК) весьма актуальным является требование их экономичности, то есть высокого удельного импульса во всем диапазоне изменения тяги, так как увеличение массы необходимого для осуществления мягкой посадки запаса топлива прямо связано с уменьшением массы полезной нагрузки посадочной платформы.

Однако удельные импульсы известных (в том числе вышеуказанных) двигателей не отвечают этому требованию по следующим причинам.

В двигателе посадочного модуля РКК «Apollo» осуществляется способ дросселирования тяги камеры, основанный на уменьшении расходов компонентов топлива с поддержанием постоянных перепадов давления на форсунках, необходимых для распыла компонентов топлива, во всем диапазоне изменения тяги за счет уменьшения площадей проходных сечений регулируемых форсунок, механизм регулирования которых кинематически связан с приводом дросселей, обеспечивающих уменьшение расходов компонентов топлива в камеру посредством уменьшения их проходных сечений и соответственно увеличения гидросопротивлений магистралей питания камеры компонентами топлива. Схема этого двигателя представлена в книге Б.Ф. Гликмана «Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей», Москва, 1974 г., стр. 348, рисунок 9.6.

Однако применение такого способа невозможно при исполнении форсуночной головки камеры с большим количеством мелкомасштабных форсунок, обеспечивающих более качественный распыл и, соответственно, смешение компонентов топлива в камере, что обусловливает высокую полноту сгорания в камере и, следовательно, ее высокий удельный импульс во всем диапазоне изменения тяги. Данный способ может быть реализован без существенных конструктивных осложнений лишь в случае камеры, подобной камере двигателя посадочного модуля РКК «Apollo», удельный импульс которой из-за низкого качества распыла и низкой полноты сгорания топлива в камере во всем диапазоне изменения тяги находится на уровне ~260 с.

Двигатель посадочной платформы РКК «Луна-16», имеющий камеру с большим количеством мелкомасштабных 2-компонентных форсунок с постоянными проходными сечениями, реализует единственно возможный для него способ дросселирования тяги, основанный на снижении расходов компонентов топлива в камеру (при котором пропорционально квадратам расходов уменьшаются перепады давлений на форсунках). Этот способ (используется в двигателе лунной посадочной платформы, представленном в сборнике «Двигатели 1944-2000, авиационные, ракетные, морские, промышленные», Москва, АКС КОНВЕРСАЛТ, 2000 г., под редакцией И.Г.Шустова, стр. 78.) принят за прототип изобретения. Данный способ обеспечивает высококачественный распыл и смешение компонентов топлива в камере при максимальных расходах и перепадах давлений на форсунках, соответствующих максимальной тяге двигателя, как следствие максимальную полноту сгорания компонентов топлива в камере, близкую к теоретическому пределу, и, соответственно, максимальный удельный импульс камеры и двигателя, на десятки секунд превышающий удельный импульс двигателя посадочного модуля РКК «Apollo».

Однако при дросселировании тяги таким способом, вследствие уменьшения перепадов давлений на форсунках из-за уменьшения расходов, качество распыла поступающих в камеру компонентов топлива существенно ухудшается, что приводит к уменьшению удельного импульса, а при достижении некоторых предельных величин (для двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16», реализующего способ-прототип минимально допустимый перепад давления ΔР≈1,5 атм) - к негативным процессам, таким как, например, низкочастотные колебания давления в камере, препятствующим дальнейшему снижению тяги.

Таким образом, степень дросселирования тяги двигателя по прототипу ограничена (для двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16» - не более 3) и дальнейшее ее увеличение возможно лишь за счет повышения перепадов давлений на форсунках камеры на режиме максимальной тяги, что приводит к существенному ухудшению экономичности двигателя с турбонасосной подачей компонентов топлива или массовых характеристик ДУ (с вытеснительной подачей).

Так, исходя из указанного минимально допустимого перепада давления на форсунках ΔР≈1,5 атм, для обеспечения требуемого при мягкой посадке посадочной платформы РКК «Луна-16» (без использования специальных двигателей мягкой посадки) семикратного дросселирования тяги необходимо увеличить перепад давления на форсунках камеры при максимальной тяге двигателя с 15 атм до 69 атм, что приведет к уменьшению удельного импульса двигателя на режиме максимальной тяги на ~4 с вследствие увеличения затрат компонентов топлива на привод ТНА при турбонасосной системе подачи топлива или к увеличению массы двигательной установки (за счет увеличения массы баков и баллонов с газом наддува баков) в ~3 раза при вытеснительной системе подачи топлива. Кроме того, при этом увеличивается опасность возникновения высокочастотных колебаний давления в камере.

Предлагаемое изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса жидкостного ракетного двигателя с глубоким дросселированием тяги и увеличение допустимой степени дросселирования тяги двигателя при обеспечении его высоких энергомассовых характеристик.

Результат обеспечивается тем, что способ дросселирования тяги жидкостного ракетного двигателя, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при этом после уменьшения массовых расходов компонентов топлива в камеру двигателя ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.

Вследствие мелкодисперсности эмульсии с размерами микропузырьков ≤0,1 мм при малом времени пребывания (~0,1÷0,2 с) в полостях форсуночной головки эмульсии компонентов топлива не расслаиваются на газ и жидкость и в виде гомогенных смесей газа и жидкости поступают через форсунки в камеру, где смешиваются и сгорают.

При этом плотности эмульгированных компонентов топлива на входах в форсунки уменьшаются в соответствии с зависимостью

ρ=ρж⋅(1-ϕ)+ρг⋅ϕ,

где ρ - плотность эмульсии,

ρж - плотность жидкости,

ρг - плотность газа,

ϕ - относительное объемное содержание газа в эмульсии.

С уменьшением плотности эмульгированного компонента топлива при постоянстве массового расхода его объемный расход через форсунки увеличивается обратно пропорционально плотности, соответственно увеличивается скорость впрыска компонента в камеру, а перепад давления, определяющий качество распыла жидкого компонента, в соответствии с законом Бернулли возрастает.

Вследствие вышеуказанного, по сравнению с прототипом улучшается распыл компонентов топлива, их смешение в камере, чему, кроме скорости впрыска, способствует структура поступающей из форсунок мелкодисперсной эмульсии, а с увеличением перепадов давления на форсунках уменьшается вероятность возникновения низкочастотных пульсаций давления в камере с присущими им негативными последствиями.

На чертеже представлена схема ЖРД, реализующего предлагаемый способ дросселирования тяги.

В состав двигателя входят камера 1 с форсуночной головкой 2 магистрали окислителя 3 и горючего 4, исполнительные органы системы регулирования тяги - дроссели 5, 6 с электроприводами 7, 8, пневмоуправляемые отсечные клапаны 9, 10, пневмомагистраль 11, эмульгаторы 12, 13 в магистралях 3, 4, трубопроводы 14, 15, сообщающие полости эмульгаторов 12, 13 с пневмомагистралью 11, обратные клапаны 16, 17 и дроссельные шайбы 18, 19 в трубопроводах 14, 15, электроклапан 20 в пневмомагистраль 11 на входе в трубопроводы 14, 15.

Во время работы двигателя на режимах максимальной и относительно высокой тяги компоненты топлива через дроссели 5, 4 и открытые давлением газа управления в управляющих полостях отсечные клапаны 9, 10 поступают на форсунки форсуночной головки 2 камеры 1. На указанных режимах достаточные перепады давлений на форсунках обеспечивают качественный распыл компонентов топлива, следовательно, высокую полноту их сгорания в камере и ее высокий удельный импульс. При этом обратные клапаны 16, 17 препятствуют поступлению компонентов топлива из магистралей 3, 4 в трубопроводы 14, 15 и пневмомагистраль 11.

При дросселировании тяги двигателя за счет уменьшения проходных сечений дросселей 5, 6 электроприводами 7, 8 расходы компонентов топлива в камеру уменьшаются, давления их на входах в форсуночную головку 2 камеры 1 и перепады давлений на форсунках падают. При достижении степени дросселирования, при которой перепад давлений на форсунках недостаточен для качественного распыла и смешения компонентов топлива, вследствие чего полнота их сгорания в камере и удельный импульс камеры уменьшаются (эта степень дросселирования определяется экспериментально), подается электрическое напряжение на электроклапан 20. Электроклапан 20 открывается, газ из пневмомагистралей управления 11 поступает в трубопроводы 14, 15 и через дроссельные шайбы 18, 19 и обратные клапаны 16, 17 в полости эмульгаторов 12, 13. Истекая через микроскопические перфорации в стенках эмульгаторов газ дробится под действием сил поверхностного натяжения жидких компонентов топлива на пузырьки с диаметром, в ~2 раза превышающим размеры перфорации, и смешиваются с жидкими компонентами топлива, в результате чего в магистралях 3, 4 создаются гомогенные эмульсии окислителя и горючего, которые поступают в соответствующие полости форсуночной головки 2 и далее в форсунки окислителя и горючего камеры 1. При этом перепады давлений на форсунках увеличиваются приблизительно пропорционально объемным содержаниям газа в эмульсиях компонентов топлива. При дальнейшем дросселировании тяги двигателя посредством уменьшения расходов компонентов топлива в камеру 1 их давления на входах в форсуночную головку 2, в магистралях 3, 4, также в полостях эмульгаторов 12, 13 уменьшаются, перепады давлений на дроссельных шайбах 18, 19 увеличиваются, массовые расходы газа через дроссельные шайбы и эмульгаторы 12, 13 в магистрали 3, 4 вследствие увеличения перепадов давлений на них при постоянном давлении газа на входе в дроссельные шайбы 18, 19 возрастают до величин, соответствующих критическим перепадам давлений на дроссельных шайбах 18, 19, после чего остаются постоянными.

В результате при дросселировании тяги двигателя уменьшением расходов компонентов топлива относительное объемное газосодержание в эмульсиях окислителя и горючего, поступающих в форсунки камеры 1, возрастает (из-за увеличения массового расхода газа, а также из-за падения давления компонентов топлива), что приводит к уменьшению их плотностей, увеличению перепадов давлений на форсунках, повышению качества распыла компонентов топлива, их смешиванию в камере с сопутствующим увеличением полноты сгорания и, соответственно, удельного импульса камеры при высоких степенях дросселирования тяги двигателя, а также исключает развитие негативных процессов, возникающих при недостаточных для качественного распыла компонентов топлива перепадах давления на форсунках, увеличивая тем самым возможную степень дросселирования тяги двигателя.

Так, расчетная оценка показывает, что использование предлагаемого способа дросселирования позволит увеличить степень дросселирования тяги двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16» с трех до семи при относительном объемном содержании газа в эмульсиях компонентов топлива ϕ=0,9 и перепадах давлений на форсунках ΔР=4,73 атм на режиме минимальной тяги (вместо перепада давления ≈0,48 ата, в случае прототипа, при котором распыл компонентов топлива форсунками отсутствует), что обеспечивает достаточно высокий удельный импульс камеры и двигателя.

Способ дросселирования тяги жидкостного ракетного двигателя, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, отличающийся тем, что после уменьшения массовых расходов компонентов топлива в камеру двигателя ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.



 

Похожие патенты:

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 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 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 наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак. Основной нагреватель (58) использует теплоту сгорания от двигателя, а устройство также содержит дополнительный нагреватель (66), имеющий свой собственный источник теплоты, независимый от работы двигателя, причем дополнительный нагреватель расположен ниже по потоку от основного нагревателя (58) для нагревания компонента топлива между выходом компонента топлива из основного нагревателя и его возвращением в бак. Устройство содержит также средство (62) для поддержания этого компонента топлива под давлением, расположенное между линией подачи компонента топлива в основной нагреватель (58) и патрубком возврата компонента топлива в бак. Изобретение обеспечивает повышление давыления компонентов топлива как на стадии создания реактивной тяги, так и на стадии баллистического движения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги. Изобретение обеспечивает уменьшение потерь удельного импульса жидкостного ракетного двигателя при глубоком дросселировании тяги и увеличение степени дросселирования тяги. 1 ил.

Наверх