РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ROCKET ENGINE (VERSIONS) AND METHOD OF INCREASING ROCKET ENGINE SPECIFIC PULSE

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к топливной системе ракетного двигателя и, в частности, к топливной системе, снабженной устройством дезоксигенирования, в котором селективно удаляется кислород, так что полезная теплопоглощающая способность топлива существенно возрастает, что в итоге дает увеличение удельного импульса ракетного двигателя.
В связи с возрастающей потребностью в системах с ракетным топливом, пригодным для длительного хранения, все большее распространение получают ракетные двигателя многократного использования с циклом расширения охладителя, использующие в качестве топлива керосин.
Уровень техники
Ракетные двигатели на керосиновом топливе с циклом расширения охладителя работают при больших давлениях горения (что увеличивает тягу и удельный импульс, а также снижает вес) и нуждаются в топливе с более высокой теплопоглощающей способностью, чтобы скомпенсировать возросшее при этом выделение тепла.
Тепло, возникающее в процессе горения в ракетном двигателе, заключено в выходных газах. Большая часть этого тепла выбрасывается наружу с газом, который это тепло содержит, однако значительная часть его все же передается через стенки рабочей камеры двигателя. В охлаждаемой топливом рубашке, охватывающей рабочую камеру двигателя, состоящую из камеры сгорания, камеры сопла и горловины между ними, для охлаждения камеры сгорания используют теплопоглощающую способность топлива и его испарение в регенеративном цикле охлаждения. Пары топлива пропускают через турбину, мощность которой идет на приведение в действие насосов, перекачивающих ракетное топливо в камеру сгорания, и затем инжектируют в основную камеру сгорания для сжигания с окислителем. Подобную схему обычно используют для такого легко испаряющегося топлива, как водород или метан, имеющих низкую точку кипения. Ракетное топливо сжигают в камере сгорания при оптимальном соотношении компонентов, и обычно выброс его наружу отсутствует, причем теплопередача топливу ограничивает достижимую мощность турбины, что накладывает ограничения на цикл расширения охладителя в двигателях малого и среднего размера. Вариантом такой системы является открытый цикл или цикл с выбросом топлива, в котором для вращения турбины используют только часть топлива. В этом варианте выхлопные газы турбины выбрасываются наружу в окружающую среду для увеличения перепада давления на турбине и ее выходной мощности. При этом можно достичь более высокого давления в камере, чем в закрытом цикле, хотя и проиграв при этом в эффективности из-за выводимого наружу потока.
Регенеративное охлаждение камеры сгорания ракеты, в которой используется топливо типа RP-1 (аналог топлива JP-7), осуществимо до точки, в которой температура охладителя достигает предела, при котором образуется некоторая осажденная формация (нагар). Нагар, осажденный на стенках охлаждающих каналов в жаровой части камеры сгорания и сопле, перекрывает поток топлива и снижает теплопередачу, что приводит к постепенному повышению температуры стенки и возможному ее разрушению. В рабочей камере двигателя для формирования каналов регенеративного охлаждения часто используют медь из-за ее очень высокой теплопроводности. Однако, как известно, медь является катализатором, ускоряющим термическое окисление жидких углеводородов, что увеличивает образование нагарных формаций и снижает максимальное значение теплового потока, который может быть поглощен.
Различные попытки подавления термического окисления и осаждения нагара предпринимались, но оказалось, что они, в основном, безуспешны или практически нецелесообразны. Использование присадок к топливу приносило некоторый успех и давало небольшое (<100°F или 38°С) увеличение допустимой температуры ракетного топлива, но их эффективность для топлива типа RP-1 и медных охлаждающих каналов неизвестна. Керамические покрытия, предлагаемые для нанесения на химически активные медные стенки, могут немного сдвинуть осаждение нагара в сторону более высоких температур, но они не останавливают реакцию термического окисления в глубине потока, а также вводят дополнительное термическое сопротивление. Использование бортовых генераторов инертного газа для снижения концентрации кислорода в баках топлива ниже порога воспламенения (~9 об.%) недостаточно для подавления образования нагара, а попытки дезоксигенирования топлива путем барботирования азотом оказались дорогостоящими и трудоемкими.
Соответственно, желательно произвести дезоксигенирование углеводородного топлива в эффективном с точки зрения размеров и веса устройстве с целью увеличения теплопоглощающей способности топлива, что даст увеличение достижимой мощности турбины и, следовательно, увеличение удельного импульса ракетного двигателя.
Раскрытие изобретения
Настоящее изобретение направлено на подавление образования нагара в ракетах на жидком углеводородном топливе с целью увеличения потока тепла, который может быть поглощен, и обеспечения работы при более высоких давлениях в камере сгорания. Для дезоксигенирования топлива в потоке перед его использованием в качестве охладителя служит узел подготовки топлива. Удаление кислорода, растворенного в топливе (при его предшествующих контактах с воздухом), в узле подготовки топлива дает возможность существенно больше нагревать топливо прежде, чем начнется его термическое разложение, что увеличивает охлаждающую способность, достижимую без образования нагара.
Поэтому в настоящем изобретении предусмотрено дезоксигенирование углеводородного топлива в эффективном с точки зрения размеров и веса устройстве для увеличения теплопоглощающей способности топлива, что приводит к росту удельного импульса ракетного двигателя.
Вышеуказанная задача в ракетном двигателе согласно изобретению решается его конструкцией, содержащей устройство дезоксигенирования топлива и охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры двигателя, сообщающуюся с указанным устройством дезоксигенирования.
Указанная охлаждаемая топливом стенка камеры сгорания может образовывать камеру сопла, камеру сгорания, находящуюся выше по направлению газового потока камеры сопла, и горловину камеры сгорания, находящуюся между ними.
Двигатель может дополнительно содержать турбину, сообщающуюся с топливным устройством через указанную охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры двигателя.
Двигатель может также содержать узел рабочей камеры двигателя, имеющий охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры, топливное устройство, связанное с указанным узлом камеры двигателя через указанную охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры, систему окислителя, связанную с указанным узлом рабочей камеры, и устройство дезоксигенирования, сообщающееся с указанной охлаждаемой топливом стенкой рабочей камеры двигателя.
Стенка указанной рабочей камеры формирует камеру сопла, камеру сгорания, находящуюся выше по направлению газового потока камеры сопла, и горловину камеры сгорания, находящуюся между ними.
Указанное устройство дезоксигенирования находится выше по направлению потока указанной охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры двигателя.
Настоящее изобретение преждлагает также способ увеличения удельного импульса тяги ракетного двигателя, в котором осуществляют дезоксигенирование топлива, передают дезоксигенированное топливо через охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры двигателя, затем передают его от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры в непосредственно в рабочую камеру.
Перед передачей дезоксигенированного топлива в рабочую камеру двигателя топливо могут подавать от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры сгорания в турбину.
При передаче дезоксигенированного топлива от охлаждаемой топливом рабочей стенки камеры в рабочую камеру могут частично осуществлять частичное испарение дезоксигенированного топлива в охлаждаемой топливом стенке рабочей камеры двигателя, затем передавать частично испаренное дезоксигенированное топливо в турбину, после чего его подавать в рабочую камеру двигателя.
При передаче дезоксигенированного топлива от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры в рабочую камеру можно осуществлять перегрев дезоксигенированного топлива в охлаждаемой топливом стенке рабочей камеры, затем подавать перегретое дезоксигенированное топливо в турбину, после чего передавать его в рабочую камеру двигателя.
Различные признаки и преимущества настоящего изобретения специалисту в данной области техники станут ясны из нижеследующего подробного описания предпочтительного на данный момент варианта выполнения.
Краткое описание чертежей
Чертежи, прилагаемые к подробному описанию, могут быть вкратце представлены следующим образом.
На фиг.1 схематически показан вариант выполнения ракетного двигателя, в котором использовано настоящее изобретение.
На фиг.2 схематически показана топливная система ракетного двигателя с устройством дезоксигенирования.
На фиг.3 показан увеличенный вид в перспективе устройства дезоксигенирования.
На фиг.4 в увеличенном виде представлено сечение в плоскости, на которой показан топливный канал и приемный вакуумный или продувочного газа канал.
Осуществление изобретения
На фиг.1 схематически изображен ракетный двигатель 10. В ракетный двигатель 10 входят сопловое устройство 12, топливная система 14, система 16 окислителя и устройство 18 воспламенения. Топливная система 14 и система 16 окислителя в предпочтительном варианте составляют систему газообразного топлива ракетного двигателя 10, однако настоящее изобретение может быть использовано и в других топливных системах, использующих, например, жидкое топливо. Далее должно стать ясным, что, хотя в представленном варианте выполнения рассмотрен ракетный двигатель с циклом расширения охладителя, выгоду от использования настоящего изобретения можно получить и при других схемах двигателя, включающих, но не ограничивающихся этим, схему с газогенератором, схему с предварительным сжиганием охладителя, схему с принудительным вытеснением компонентов топлива.
Стенка 20 рабочей камеры двигателя, расположенная вокруг оси А тяги, формирует сопловое устройство 12. Стенка 20 рабочей камеры сгорания образует камеру 22 сопла, камеру сгорания 24, находящуюся выше по направлению газового потока камеры 22 сопла, и находящуюся между ними горловину 26. Камера сгорания 24 содержит внутреннюю поверхность 28 распылительной головки с многочисленными элементами 30 впрыскивания топлива/окислителя (показаны схематически), в которые поступают топливо, которое проходит сначала через стенку 20 рабочей камеры, охлаждаемую топливом, поступающим по подающей магистрали 14а топливной системы 14, и окислитель, такой как газообразный кислород (GOx), поступающий по подающей магистрали 16а системы 16 окислителя.
Тепло стенки 20 охлаждаемой топливом рабочей камеры дает перегрев и/или по меньшей мере частичное испарение топлива. Пары топлива затем проходят через турбину 32 и вбрасываются в камеру сгорания 24, где сгорают, что общеизвестно, вместе с окислителем. В предпочтительном варианте в камере сгорания 24 все ракетное топливо сгорает при оптимальном соотношении компонентов, и обычно выбросов наружу не происходит, однако теплопередача топливу обычно является фактором, ограничивающим достижимую мощность турбины 32.
При рассмотрении фиг.2 можно видеть, что в ракетном двигателе 10, выполненном в соответствии с настоящим изобретением, используется устройство 34 дезоксигенирования, установленное в топливной системе 14 выше по направлению потока охлаждаемой топливом стенки 20 рабочей камеры. Стенка 20 рабочей камеры работает как секция теплообменника, в которой происходит подогрев проходящего топлива. Сначала при прохождении всего или части топлива через устройство 34 дезоксигенирования селективно удаляется кислород, так что теплопоглощающая способность топлива возрастает, что дает увеличение достижимой мощности турбины 32 и, следовательно, увеличение удельного импульса ракетного двигателя 10. Обычно снижение концентрации кислорода до 5 ppm (частей на тысячу) достаточно для преодоления проблемы образования нагара и позволяет, например, в процессе теплообмена нагревать топливо до примерно 650°F (344°С). Должно быть понятно, что даже относительно небольшое уменьшение концентрации кислорода дает существенное увеличение срока службы камеры ракетного двигателя при использовании дезоксигенированного топлива прежде всего для охлаждения горловины сопла и областей, в которых в противном случае перепады температуры и осаждение нагара были бы относительно велики.
При прохождении топлива через устройство 34 дезоксигенирования кислород селективно выводится в вакуумное устройство 36 или устройство 36 продувочного газа. В качестве продувочного газа может выступать любой газ, практически свободный от кислорода. Дезоксигенированное топливо проходит от выхода топлива из устройства 34 дезоксигенирования через магистраль дезоксигенированного топлива к охлаждаемой стенке 20 рабочей камеры двигателя. Должно быть понятно, что, хотя в раскрытом варианте выполнения описано конкретное размещение компонентов, настоящее изобретение может быть с успехом использовано и в других компоновках.
Из фиг.3 видно, что устройство дезоксигенирования 14 предпочтительно содержит группу канальных узлов 38 для пропускания газа/топлива (фиг.4). Узлы 38 содержат проницаемую для кислорода мембрану 40, помещенную между топливным каналом 44 и вакуумным или каналом 42 продувочного газа, в который поступает кислород и который может быть выполнен в виде несущей сетки, пропускающей поток азота и/или другого не содержащего кислорода газа. Должно быть понятно, что каналы могут быть различной формы и расположения, при которых создается разница парциального давления, создающая перепад концентрации кислорода на мембране, обеспечивающий дезоксигенирование топлива.
Проницаемая для кислорода мембрана 40 допускает диффузию растворенного кислорода (и других газов) через поры ангстремного размера, но препятствует проникновению молекул топлива, имеющих больший размер. Альтернативно или вместе с порами в проницаемой для кислорода мембране 40 может быть использован механизм растворения-диффузии для проникновения кислорода (и/или других газов) через мембрану при одновременной задержке топлива. Показано, что эффективные результаты с точки зрения дезоксигенирования топлива дает применение группы материалов Teflon AF, представляющих собой аморфные сополимеры перфтор-2,2-диметил-1,3-диоксол (FDD) и обозначаемых торговой маркой "Teflon AF", зарегистрированной на EI DuPont de Nemours of Wilmington, Del., USA, а также группы материалов Hyflon AD, представляющих собой сополимеры 2,2,4-трифтор-5-трифторметаксил-1,3-диоксид (TDD) и зарегистрированных на Solvay Solexis, Milan, Italy.
Топливо, проходящее по топливному каналу 44, находится в контакте с проницаемой для кислорода мембраной 40. За счет вакуума создается разница парциального давления кислорода между внутренними стенками топливного канала 44 и проницаемой для кислорода мембраной 40, через которую происходит диффузия растворенного в топливе кислорода, мигрирующего через пористую основу 46, на которой закреплена мембрана 40, и далее выходящего из устройства 34 дезоксигенирования через собирающий канал 42.
Конкретное число узлов 38 определяется конкретными условиями использования, такими как тип топлива, температура топлива и величина массового расхода, необходимого для работы двигателя. Кроме того, различные виды топлива, содержащие различное количество растворенного кислорода, могут нуждаться в различной степени дезоксигенирования для удаления нужного количества растворенного кислорода. Для дальнейшего понимания других аспектов использования устройства дезоксигенирования, построенного на основе одной мембраны, а также связанных с ним компонентов, которые способны обеспечить высокие параметры ракетного двигателя по расходу топлива при компактной конструкции и низком весе, следует обратиться к Патенту US №6939392 "Устройство и способ теплового регулирования" и к Патенту US №6709492 "Устройство дезоксигенирования на плоской мембране", права на которые переданы правопреемнику настоящего изобретения, который тем самым введен в права обладания.
Должно быть понятно, что термины относительного положения, такие как "передний", "задний", "верхний", "нижний", "над", "под" и т.п. используются в предположении нормальной ориентации летательного аппарата в пространстве и не должны рассматриваться как ограничительные.
Должно быть понятно, что, хотя в раскрытом варианте выполнения описано конкретное размещение компонентов, настоящее изобретение может быть с успехом использовано и в других компоновках.
Для дальнейшего понимания других аспектов сетей распределения воздушного потока и связанных с этим компонентов следует обратиться к Патенту US №5327744, права на который переданы правопреемнику настоящего изобретения, который тем самым введен в права обладания.
Хотя представлена, описана и заявлена определенная последовательность операций способа, должно быть понятно, что операции можно выполнять в отличном от представленного порядке, по отдельности или в сочетании друг с другом при сохранении при этом преимуществ настоящего изобретения.
Предшествующее описание служит скорее примером выполнения, а не определением ограничительных признаков. На основе представленных материалов возможны различные модификации и вариации настоящего изобретения. Хотя описан предпочтительный вариант выполнения настоящего изобретения, специалист в данной области средней квалификации может видеть, что, не выходя за рамки изобретения, в него могут быть внесены некоторые усовершенствования. Поэтому следует понимать, что, не выходя за рамки приложенной формулы, изобретение может быть реализовано иначе, чем в приведенном конкретном описании. По этой причине для установления действительных рамок и сути настоящего изобретения должна быть рассмотрена нижеследующая формула изобретения.