ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
LIQUID ROCKET ENGINE

Область техники
Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение при создании экономичных жидкостных ракетных двигателей.
Уровень техники
2
Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) производства СССР РД-108 открытого типа, устанавливаемый на центральном и боковых блоках ракет-носителей семейства «Союз» (ru.wikipedia.org/wiki/PД-108), работающий на компонентах жидкий кислород и керосин, содержащий 4 камеры сгорания и одновальный турбонасосный агрегат. Тяга двигателя на уровне моря 76 тс, в пустоте 96 тс. Удельный импульс на уровне моря 252 с, в пустоте 315 с. Давление в камерах сгорания 52 кг/ см, степень расширения газа 18,9. Сухая масса двигателя равна 1278 кг, высота 2865 мм, диаметр 1950 мм. Недостатками двигателя являются низкое давление в камере сгорания и малая экономичность открытой схемы в связи с неиспользованием генераторного газа для создания тяги.
2
Известен также ЖРД РД-0120 закрытого типа, принимаемый за аналог, устанавливаемый на центральном блоке ракеты-носителя СССР «Энергия» (ru.wikipedia.org/wiki/PД-0120), работавший на компонентах жидкий кислород и жидкий водород, имевший одну камеру сгорания и турбонасосные агрегаты окислителя и горючего. Тяга двигателя на уровне моря 155,6 тс, в пустоте 190 тс. Удельный импульс на уровне моря 353,2 с, в пустоте 455 с. Давление в камере сгорания 223 кг/ см, степень расширения газа 86,1. Сухая масса двигателя равна 3450 кг, высота 4550 мм, диаметр 2420 мм. Еще и сегодня этот двигатель поражает специалистов своими высокими характеристиками. Единственным недостатком этого двигателя является недостаточно высокое по современным представлениям давление в камере сгорания.
2
Известен также ЖРД Raptor разработки частной компании США SpaceX (ru.wikipedia.org/wiki/Raptor) закрытого типа с полной газификацией элементов, принимаемый за прототип, предназначенный для установки на обеих степенях двухступенчатой ракеты-носителя Starship Heavy для пилотируемых полетов на Луну и на Марс и работающий на компонентах жидкий кислород и жидкий метан. Тяга двигателя во второй версии на уровне моря 230 тс, в пустоте 250 тс. Удельный импульс на уровне моря 330 с, в пустоте 375 с. Давление в камере сгорания 336,5 кг/ см, степень расширения газа 40 на уровне моря и 200 в пустоте. Сухая масса двигателя равна 1500 кг, высота 3100 мм, диаметр 1300 мм. Это самый совершенный на сегодняшний день ЖРД. По своим характеристикам он приближается к предельным характеристикам данного типа двигателей. Разработчики двигателя надеются лишь на возможность некоторого дальнейшего улучшения в части увеличения давления в камере сгорания для увеличения тяги двигателя.
Таким образом, известные технические решения, исчерпавшие возможности дальнейшего повышения технических характеристик ЖРД, исчерпали и возможности достижения более высоких величин тяги при заданном расходе топлива.
Вместе с тем насущной проблемой современной ракетно-космической техники по-прежнему остается необходимость дальнейшего совершенствования ЖРД в части экономичности путем сокращения расхода топлива на тонну силы тяги.
Причиной, препятствующей решению технической проблемы дальнейшего повышения экономичности ЖРД, является отсутствие в настоящее время проектов ЖРД, в которых может быть обеспечен скачок в росте их экономичности.
Раскрытие сущности изобретения
Предлагается жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с топливными форсунками, сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть, у которого между камерой сгорания и соплом установлена вставка, конструктивно представляющее собой сопло, диаметр критического сечения которого равен диаметру критического сечения сопла, а диаметр выходного среза которого равен диаметру камеры сгорания. При таком конструктивном исполнении двигателя путь через вставку от камеры сгорания до входа в сопло преодолевается газовым потоком при приблизительно постоянном давлении, равном давлению в камере сгорания. В результате увеличивается суммарное время для более полного преобразования химической энергии горения в тепловую энергию, а тепловой энергии, в свою очередь, в механическую энергию движения продуктов сгорания. В итоге на этом пути происходит нарастание скорости движения газового потока, что приводит к увеличению его скорости на входе в сопло и к увеличению скорости истечения из сопла по сравнению с традиционным двигателем, лишенном вставки. С увеличением скорости истечения из сопла увеличивается тяга двигателя.
Задачей этого изобретения является разработка ЖРД, обеспечивающего скачок в росте экономичности двигателя за счет увеличения скорости истечения газов из сопла и, соответственно, увеличения тяги двигателя при заданном расходе компонентов топлива.
Поставленная задача решается тем, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с топливными форсунками, сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть, у которого согласно изобретению между камерой сгорания и соплом установлена вставка, конструктивно представляющая собой сопло, диаметр критического сечения которого равен диаметру критического сечения сопла, а диаметр выходного среза которого равен диаметру камеры сгорания.
Сущность изобретения поясняется чертежом.
На чертеже (фиг. 1) приведена схема основных элементов ЖРД - камеры сгорания, вставки и сопла.
На этом чертеже:
1 - камера сгорания с форсунками;
2 - сужающаяся часть вставки;
3 - расширяющаяся часть вставки;
4 - сужающаяся часть сопла;
5 - расширяющаяся часть сопла;
Осуществление изобретения
Пример возможной реализации предложенного технического решения.
Метановый жидкостный ракетный двигатель содержит (фиг. 1) камеру сгорания с форсунками, вставку, состоящую из сужающейся и расширяющейся частей и сопла, состоящего из сужающейся и расширяющейся частей.
При суммарном секундном расходе топлива 700 кг/с, в том числе метана 156 кг/с и кислорода 546 кг/с, и при скорости истечения газов из сопла 3300 м/ с на уровне моря двигатель развивает тягу 231 тс на уровне моря. Применение вставки увеличивает скорость истечения газов и, соответственно тягу двигателя на 5%. При этом увеличение тяги на 11, 5 тс не только компенсирует увеличение массы сухого ЖРД за счет введения вставки и увеличение массы удлиненной обечайки агрегатного отсека ракеты-носителя, в котором установлен удлиненный ЖРД, но и позволяет увеличить массу полезной нагрузки ракеты-носителя.
Работа жидкостного ракетного двигателя с вставкой не отличается от работы ЖРД без вставки. Некоторой особенностью двигателя является увеличение температуры элементов вставки и сопла, требующее более эффективного их охлаждения.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку жидкостного ракетного двигателя, обеспечивающего дальнейшее повышение его экономичности, реализуется за счет того, что между камерой сгорания и соплом установлена вставка, конструктивно представляющая собой сопло, диаметр критического сечения которого равен диаметру критического сечения сопла, а диаметр выходного среза которого равен диаметру камеры сгорания. При таком конструктивном исполнении двигателя путь через вставку от камеры сгорания до входа в сопло преодолевается газовым потоком при приблизительно постоянном давлении, равном давлению в камере сгорания. Наличие вставки приводит к увеличению пути движения газового потока и, как следствие, к увеличению суммарного времени для более полного преобразования химической энергии горения в тепловую энергию, а тепловой энергии, в свою очередь, в механическую энергию движения продуктов сгорания. В итоге при движении на этом пути происходит нарастание скорости движения газового потока, что приводит к увеличению его скорости на входе в сопло и к увеличению скорости истечения из сопла по сравнению с традиционным двигателем, лишенном вставки. С увеличением скорости истечения из сопла увеличивается тяга двигателя.