МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА И ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
MULTI-STAGE CARRIER ROCKET, METHOD TO LAUNCH IT AND THREE-COMPONENT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам-носителям и жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на трех компонентах топлива, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.
Известна многоступенчатая ракета-носитель по патенту РФ №2306242, которая содержит пакет из двух ступеней: центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, выполненных с возможностью отстыковки. Возможна установка третьей, четвертой и последующих ступеней ракеты. В ракетных блоках всех ступеней установлены баки окислителя и первого горючего, а в нижней части установлены двухкомпонентные ракетные двигатели. Второе горючее на ракете не применяется.
Известна многоступенчатая ракета-носитель и способ ее запуска по патенту РФ №2331550, прототип многоступенчатой ракеты-носителя и способа ее запуска. Ее конструкция аналогична ракете-носителю по патенту РФ №2306242. При запуске осуществляют запуск одновременно ракетных двигателей первой и второй ракетных ступеней, а после выработки топлива блоки первой ступени отбрасываются, а двигатель второй ступени продолжает работу. Второе горючее на этой ракете-носителе также не применяется. В качестве первого горючего используется керосин, обладающий низкими энергетическими свойствами по сравнению с водородом.
Недостатками этой ракеты являются ограниченная тяговооруженность, а следовательно, плохие технические характеристики: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени, малая полезная нагрузка, невозможность использования ракеты для межпланетных перелетов.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения и турбонасосный агрегат - ТНА. Турбонасосный агрегат содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор.
Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Этот двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего, и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов, и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород не являются самовоспламеняющимися.
Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип ракетного двигателя (Приложение 1), который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегатов: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдано для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорании водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей, по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего, например, водорода) горючего с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.
Задачи создания блока изобретений является улучшение технических характеристик ракеты-носителя, улучшение энергетических характеристик ракетных двигателей второй (и последующих) ступени (ей) ракеты-носителя, повышение надежности системы топливоподачи, в том числе турбонасосного агрегата за счет упрощения системы топливоподачи и уменьшения времени его захолаживания.
Заявленный технический результат достигнут в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступеней ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, и оборудованные, по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающейся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, двигатели второй ступени выполнены содержащими камеру сгорания и турбонасосный агрегат, установленный параллельно оси камеры сгорания или под углом к ней, в состав турбонасосного агрегата входят турбина, трехкомпонентный газогенератор, насос окислителя, насос второго горючего, дополнительный насос второго горючего, насос первого горючего и дополнительный насос первого горючего, причем насос второго горючего установлен непосредственно под насосом окислителя, а выход из трехкомпонентного газогенератора соединен через газовод с камерой сгорания. Часть двигателей или все двигатели имеют сильфон, установленный между камерой сгорания и газоводом, и, по меньшей мере, один привод, соединенный с одной стороны с камерой сгорания, а с другой с силовой рамой.
Заявленный технический результат достигнут в способе запуска многоступенчатой ракеты-носителя, включающем запуск двигателей первой и второй ступеней, работающих на окислителе и первом горючем, выключение двигателей первой ступени и сброс блоков первой ступени, отличающемся тем, что после сброса ракетных блоков первой ступени каждый двигатель второй ступени переводят на питание вторым горючим. Перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.
Заявленный технический результат достигнут в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, отличающемся тем, что турбонасосный агрегат содержит два насоса горючего и два дополнительных насоса горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены непосредственно под насосом окислителя и соединены через пускоотсечные клапаны с газогенератором. Двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления.
Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта: повышение надежности ТНА за счет уменьшения времени его охлаждения вторым горючим и уменьшения осевых сил, действующих на вал ТНА.
Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:
- на фиг.1 приведена схема ракеты-носителя,
- на фиг.2 приведена схема трехкомпонентного ракетного двигателя,
- на фиг.3 приведена головка камеры сгорания,
- на фиг.4 приведена схема охлаждения камеры сгорания.
Ракета-носитель (фиг.1) содержит, по меньшей мере, один ракетный блок первой ступени 1 с двигателями первой ступени 2, имеющими камеру сгорания 3 и двухкомпонентный ТНА 4 и ракетный блок второй ступени 5 с двигателями второй ступени 6, имеющими камеру сгорания 7 и трехкомпонентный ТНА 8. Все двигатели установлены на рамах 9. На всех камерах сгорания 3 и 7 или только на камере сгорания 7 установлены приводы 10 для их качания, с целью управления вектором тяги. При этом трехкомпонентный ТНА 8 закреплен на раме 9 жестко, а камера сгорания 7 соединена с трехкомпонентным ТНА 8 через сильфон 11. Ракетные блоки первой и второй ступеней 1 и 5 соединены узлами силовой связи 12.
На всех ракетных ступенях установлены баки окислителя 13 и баки горючего 14, кроме того, на второй ракетной ступени 5 установлен бак второго горючего 15. Баки окислителя трубопроводом окислителя 16, содержащим главный клапан окислителя 17, соединены с двигателями 2 и 6. Каждый бак первого горючего 14 трубопроводом горючего 18, содержащим главный клапан первого горючего 19, соединен с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6. Бак второго горючего 15 трубопроводом второго горючего 20, содержащим главный клапан второго горючего 21, соединен с двигателем второй ступени 6. На ракете установлен блок управления 22, соединенный электрическими связями 23 с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6 и с узлами силовой связи 12. Далее подробно опишем конструкцию трехкомпонентного ракетного двигателя 6 второй ступени 5.
Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 (фиг.2…4) содержит не менее одной камеры сгорания 7, закрепленной на раме 9 с возможностью качания и имеющей для этого привод 10 и сильфон 11 (фиг.1). Для примера приведен двигатель с одной камерой сгорания 7 с соплом 24. Сопло 24 выполнено с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Б». Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 имеет один общий для всех камер сгорания 7 турбонасосный агрегат (ТНА) 8, содержащий, в свою очередь, выхлопной коллектор 25, турбину 26, газогенератор 27, насос окислителя 28. Кроме того, ТНА содержит насос второго горючего 29, дополнительный насос второго горючего 30, насос первого горючего 31 и дополнительный насос первого горючего 32. Выход из турбины 26 через выхлопной коллектор 25 и газоводы 33 с сильфонами 11 соединен(ны) с головкой (головками) 35 камеры (камер) сгорания 7.
Конструкция головки 35 камеры сгорания 7 приведена на фиг.3. Головка 35 содержит выравнивающую решетку 36, среднюю плиту 37 и нижнюю плиту 38. Выше средней плиты 37 образована полость «В», между плитами 37 и 38 - полость «Г», ниже нижней плиты 38 - полость «Д» камеры сгорания 7. В головке 35 камеры сгорания 7 установлены форсунки окислителя 39, которые сообщают полости «В» и «Д», и форсунки горючего 40, соединяющие полости «Г» и «Д».
Выход из насоса окислителя 28 (фиг.2) трубопроводом окислителя 41, содержащим клапан окислителя 42, соединен с входом в газогенератор 27. Выход из насоса второго горючего 29 трубопроводом 43 соединен с входом дополнительного насоса второго горючего 30. Выход из насоса первого горючего 31 трубопроводом 44 соединен со входом в дополнительный насос первого горючего 32. Выход из насоса второго горючего 29 трубопроводом 45, содержащим клапан 46, соединен с главным коллектором горючего 47. Выход из насоса первого горючего 31 трубопроводом 48, содержащим клапан 49, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 47. Выход из дополнительного насоса второго горючего 30 трубопроводом 50, содержащим клапан 51, соединен с входом в газогенератор 27. Выход из дополнительного насоса первого горючего 32 трубопроводом 52, содержащим клапан 53, соединен также с входом в газогенератор 27. Перед клапаном 51 подсоединен дренажный трубопровод 54 с дренажным клапаном 55, предназначенные для охлаждения насоса второго горючего 29 и дополнительного насоса второго горючего 30 перед запуском двигателя 6 на втором горючем.
Двигатель может быть оборудован датчиком температуры 56, который установлен между насосом второго горючего 30 и дренажным клапаном 55, и электрическими связями 23 соединен с блоком управления 22 и предназначен для автоматического контроля охлаждения насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего.
Схема охлаждения камеры сгорания 1 двигателя приведена на фиг.4. К основному коллектору горючего 47, который установлен в районе критического сечения сопла камеры сгорания 7, подведены трубопроводы 45 и 48. В верхней части камеры сгорания 7 выполнен верхний коллектор горючего 57, а в нижней части сопла 3 - нижний коллектор горючего 58, эти коллекторы соединены трубопроводами переброса горючего 59 (применено от 2-х до 4-х трубопроводов переброса горючего). К трубопроводу 45 (фиг.4) присоединен трубопровод перепуска 60 с клапаном перепуска 61 и дросселем 62. Для обеспечения качания камеры сгорания 7 при управлении вектором тяги двигателя 6 камера сгорания 7 может быть оборудована сильфоном 2, установленным над головкой 35 камеры сгорания 7. Аналогичные сильфоны установлены в трубопроводах первого и второго горючего (на фиг.1…4 не показано).
Двигатель 6 оборудован баллоном со сжатым инертным газом 63, который трубопроводом 64, содержащим клапан 65, соединен с главным коллектором горючего 47.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД
Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс
1000
Тяга двигателя, пустотная, при работе
на первом горючем, тс
1250
Тяга двигателя, пустотная, при работе
на втором горючем, тс
1450
Давление в камере сгорания, кгс/см<sup>2</sup>
500
Давление в газогенераторе, кгс/см<sup>2</sup>
600
Давление на выходе из насоса
окислителя, кгс/см<sup>2</sup>
700
Давление на выходе из насоса первого
горючего, кгс/см<sup>2</sup>
750
Давление на выходе из насоса второго
горючего, кгс/см<sup>2</sup>
770
Давление на выходе из дополнительного насоса
первого горючего, кгс/см<sup>2</sup>
1200
Давление на выходе из дополнительного
насоса второго горючего, кгс/см<sup>2</sup>
990
Мощность ТНА, МВт
320
Частота вращения ротора ТНА, об/мин
40000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель
Жидкий кислород
Первое горючее
Керосин
Второе горючее
Жидкий водород
Масса двигателя, сухая, кг
1950
Двигатель запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем. В качестве второго горючего предпочтительно использовать жидкий водород.
При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 22 подается команда на клапаны 17 и 19 (фиг.1), установленные перед насосами окислителя 27 (фиг.2) и перед первым насосом горючего 31 для их заполнения компонентами топлива. Потом открывают клапаны 46, 49, 51 и 53. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 7, насос первого горючего 8, а также первого дополнительного насоса горючего 9, потом окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5, где воспламеняются. Газогенераторный газ и первое горючее подаются в камеру(ы) сгорания 7. Первое горючее охлаждает сопло 24 (сопла), проходя через зазор «Б», выходит в полость «В» головки 35 камеры сгорания 7.. Газогенераторный газ и первое горючее через форсунки 39 и 40 поступают в полость «Г» камеры (камер) сгорания 7, где воспламеняются (система воспламенения на фиг.1…4 не показана).
После выработки первого горючего ракетные двигатели 2 первых ракетных ступеней выключаются и с блока управления 22 подается сигнал на узлы силовой связи 12, например пироболты, которые разъединяют связи между блоками первой ступени 1 и блоком второй ракетной ступени 5, расположенным осесимметрично в центре ракеты-носителя. Блоки первых ракетных ступеней 1 отбрасываются. Для переключения двигателя 6 ракетного блока второй ступени 5 на второе горючее с блока управления 22 подают сигнал на закрытие клапана 19, размещенного во второй ракетной ступени 5, при этом подача первого горючего в двигатель (двигатели) 6 прекращается. Открывают продувочный клапан 65 и инертным газом продувают остатки первого горючего в рубашке охлаждения камеры сгорания 7, потом дренажный клапан 55 (фиг.2) и охлаждают насос второго горючего 29 и дополнительный насос второго горючего 30. Этот процесс не займет много времени, т.к. насос второго горючего расположен непосредственно под насосом окислителя 28, работающим на криогенном окислителе (жидком кислороде), имеющем температуру около - 183°C. Так как второе криогенное горючее имеет температуру - 254°C, то при попадании на относительно «теплые» металлические детали турбонасосного агрегата 8 часть второго топлива испаряется, т.е. переходит в газообразную фазу. Насос второго горючего 28 не приспособлен для перекачки газообразных или двухфазных сред, поэтому газообразное второе горючее сбрасывается в атмосферу без утилизации. Потом закрывают дренажный клапан 55 и открывают клапаны 46 и 51, второе горючее поступает в газогенератор 27 и в камеру сгорания 7 вместо первого, где также воспламеняется, и двигатель начинает работать на втором более эффективном горючем, т.е. он будет иметь более высокие технические характеристики и лучшие удельные характеристики (удельную тягу, приведенную к единице расхода топлива), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое. Использование второго горючего с момента старта ракеты могло бы улучшить техническую характеристику ракеты-носителя на старте, но из-за высокой стоимости второго горючего необоснованно увеличит затраты на запуск ракеты-носителя. Часть второго горючего по трубопроводу перепуска 42 поступает непосредственно в полость «В» головки 14 камеры сгорания и не участвует в охлаждении сопла 3 и камеры сгорания. 1. Это необходимо по двум причинам:
1. Хладоресурс второго горючего (обычно жидкого водорода) очень большой, а для охлаждения сопла достаточно 10…20% от общего расхода второго горючего.
2. Если весь расход второго горючего пропустить через рубашку охлаждения камеры сгорания, то это приведет к большим гидравлическим потерям давления и необходимости проектировать насос второго горючего на давление 1500…2000 атм, что является чрезвычайно сложной технической задачей.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв клапаны 17, 49 и 51. После выключения двигателя 6 открывают продувочный клапан 65 и осуществляют продувку двигателя инертным газом. Управление вектором тяги осуществляют приводами 10 путем качания камер сгорания 7 в одной или двух плоскостях. Сильфон(ы) 11 и аналогичные сильфоны на магистралях первого и второго горючего (на фиг.1…4 не показано) позволяют отклонять камеры сгорания 7, не разворачивая ТНА 8. Это уменьшит влияние гироскопических сил на подшипники ТНА 8 при маневрах ракеты-носителя, что повысит его надежность.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить тяговооруженность ракеты-носителя на конечном этапе вывода полезной нагрузки на орбиту.
2. Улучшить технические характеристики ракеты-носителя: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени.
3. Обеспечить управляемость ракеты-носителя за счет качания только камер сгорания, без качания ТНА и без применения рулевых двигателей или камер сгорания. Качание может осуществляться в одной плоскости для ракет-носителей с большим количеством однокамерных двигателей или с одним четырехкамерным двигателем, или в двух плоскостях для единственного однокамерного двигателя.
4. Увеличить полезную нагрузку.
5. Использовать ракету-носитель для межпланетных перелетов.
6. Улучшить удельные энергетические характеристики ЖРД (приведенные к единице тяги или к единице веса двигателя) при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.
7. Ускорить охлаждение насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего.