КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ, РАБОТАЮЩЕГО ПО БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНОЙ СХЕМЕ
LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE CHAMBER OPERATING IN GAS-FREE SCHEME

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям.
Жидкостный ракетный двигатель, работающий по безгазогенераторной схеме, имеет ряд существенных преимуществ по сравнению с двигателями, работающими по газогенераторной схеме.
К числу таких преимуществ относятся:
- более простая пневмогидравлическая схема из-за отсутствия газогенератора;
- обеспечение надежного запуска двигателя в условиях вакуума;
- повышенная надежность работы двигателя за счет улучшения условий работы турбины (значительное снижение пиковых нагрузок).
Основным недостатком двигателя с безгазогенераторной схемой является невозможность создания большой тяги.
Все существующие в настоящее время в эксплуатации или находящиеся в стадии разработки двигатели, работающие по безгазогенераторной схеме (RL-10, США; МВ-60, Япония - США; Vinci - ЕС; РД0146 и РД0146Д - Россия; РД0126 - Россия; LE-5A и Hipex - Япония) имеют тягу не более 15 тс.
Ограничение величины тяги связано с невозможностью получения интенсивного нагрева всей массы охладителя до высокой температуры и реализации необходимой мощности на турбине.
На двигателе РД0126 тягой 4 тс, описанном в ББК 39.62 УДК629.78 Н34 (на стр. 64-69) «Разработка и испытания уникальной камеры жидкостного ракетного двигателя РД0126 «Ястреб» с разворотом потока в сопле на 180°» для повышения нагрева горючего камера сгорания была расположена в полости сверхзвукового сопла и разворот сверхзвукового потока в сопле на 180° проводился при истечении звукового потока через узкое кольцевое критическое сечение. Изложенное конструкторское решение позволяет увеличить нагрев охладителя за счет расположения камеры внутри сверхзвукового сопла и увеличения поверхности сопла при ограниченной длине камеры.
Но основным недостатком данной конструкции является невозможность надежного охлаждения кольцевого критического сечения, расположенного на большом диаметре и имеющего небольшую ширину ~1÷2,5 мм. Кроме того, в процессе изготовления и при огневых испытаниях появляются большие неравномерные силовые и термические нагрузки, которые изменяют форму критического сечения, что нарушает нормальную работу двигателя.
Известна конструкция камеры, описанная в патенте RU 2610624 С1, в которой для набора дополнительного тепла в полости камеры сгорания установлены теплообменные элементы, выполненные в виде трубок Фильда.
Недостатком данной конструкции является невозможность существенного нагрева компонента топлива из-за незначительной поверхности теплообмена и, как следствие, реализации необходимой мощности на турбине.
В конструкции японского двигателя Hipex для дополнительного набора тепла в полости камеры сгорания установлен специальный теплообменник, выполненный из внутренней оболочки с прямоугольными фрезерованными каналами и внешней оболочки, которые соединяются диффузионной пайкой.
Данная конструкция не позволяет реализовать в камере тягу порядка 30÷35 тс, т.к. нет возможности существенного набора тепла из-за:
- ограниченной величины теплообменной поверхности;
- неработоспособности теплообменника при высокой температуре из-за наличия паяного соединения в зоне высокой температуры.
Известна конструкция камеры двигателя РД0146, работающего по безгазогенераторной схеме, принятая за прототип, изложенная в книге «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, промышленные» (М: ООО «АКС - Конверслат», 2000) стр. 100.
Недостатком данной конструкции является невозможность существенного набора тепла из-за ограниченной длины цилиндрической части, т.к. увеличение ее ведет к существенному возрастанию гидравлического сопротивления в тракте охлаждения.
Поставленная задача решается тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенным единым соплом по трактам продуктов сгорания.
Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, дополнительно объединены единым соплом по трактам охлаждения.
Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, соединены с единым соплом через охлаждаемое промежуточное днище.
Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, между промежуточным днищем и единым соплом установлена охлаждаемая проставка для выравнивания потоков продуктов сгорания, поступающих в единое сопло из конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, состоящих из смесительных головок и камер сгорания.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3.
Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме (фиг. 1) включает в себя:
единое сопло 1 с коллектором подвода охладителя 2, промежуточное охлаждаемое днище 3, обособленные функциональные блоки 4 с коллекторами отвода охладителя на турбину 5, коллекторами подвода охладителя после турбины 6, коллектором подвода второго компонента 7, охлаждаемую проставку 8.
На фиг. 2 показан поперечный разрез охлаждаемого промежуточного днища 3, соединенного с трактом охлаждения проставки 8 и трактами охлаждения обособленных функциональных блоков 4.
На фиг. 3 показан вид на камеру сверху, где:
единое сопло 1 с коллектором подводом охладителя 2, обособленные функциональные блоки 4, подводные магистрали второго компонента 7.
Камера жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.
По соответствующей команде охладитель поступает в коллектор подвода охладителя 2 единого сопла 1, а затем через тракт охлаждения проставки 8 в тракт охлаждения промежуточного днища 3, из которого, пройдя по трактам охлаждения обособленных функциональных блоков 4, собирается в выходных коллекторах 5 и направляется в полость турбины. После турбины охладитель поступает во входные коллекторы 6 обособленных функциональных блоков 4, а затем в смесительные головки.
В соответствии с циклограммой работы двигателя подаются команды на поступление второго компонента во входные магистрали 7 и команда на поджиг компонентов топлива в обособленных функциональных блоках.
В результате сгорания компонентов топлива в обособленных функциональных блоках 4 увеличенный по сравнению с однокамерным вариантом теплосъем охладителя поступает на лопатки турбины.
Использование обособленных параллельно функционирующих блоков, состоящих из смесительной головки и камеры сгорания, позволяет существенно увеличить подогрев охладителя, используемого в качестве рабочего тела турбины жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, что позволяет повысить мощность турбины и, соответственно, давление в камере.
Предложенное техническое решение позволяет обеспечить значительное увеличение тяги двигателя до 30÷40 тс.