СПОСОБ ФОРСИРОВАНИЯ ПО ТЯГЕ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
METHOD OF LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE BOOSTING BY THRUST AND LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы.
Одним из требований, предъявляемых к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД), является требование по обеспечению возможности управления величиной тяги в процессе полета ракеты, в том числе, в сторону ее увеличения, т.е. форсирования. Реализация процесса изменения тяги ЖРД происходит путем изменения расхода топлива через камеру сгорания, которое, в свою очередь, достигается изменением давления подачи топлива. Последнее достигается для ЖРД, оснащенных турбонасосной системой подачи топлива, посредством изменения частоты вращения ротора турбонасосного агрегата (ТНА) за счет изменения мощности турбины.
Известен способ изменения мощности турбины ТНА при регулировании тяги ЖРД путем изменения температуры газа перед турбиной и связанным с этим изменением массового расхода газа. По этому способу управляются двигатели, имеющие в своем составе двухкомпонентный газогенератор для выработки рабочего тела турбины (см. схему в книге Т.М.Мелькумова и др. Ракетные двигатели, М.: Машиностроение, 1968, стр.11, рис.1.5).
Недостатком данного способа является невозможность форсирования двигателя более чем на 5-10% из-за существенного увеличения температуры генераторного газа или снижения его экономичности на номинальном режиме при работе на низком значении температуры генераторного газа.
Известен способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя, содержащего газовую турбину, приводимую в действие паром одного из компонентов топлива, образованным в охлаждающем тракте камеры сгорания, основанный на изменении энергетических параметров функционирования, а именно увеличении температуры газа перед турбиной, отличающийся тем, что в поток пара перед подачей его на турбину впрыскивают дозированное количество другого компонента топлива и поджигают образовавшуюся топливную смесь - прототип (см. патент РФ №2451202 от 27.04.2011, МПК F04D 29/00, F02K 11/00).
Недостатком данного технического решения является усложнение схемы двигателя и снижение показателей надежности (вводятся новые агрегаты: газогенератор с системой воспламенения, агрегаты автоматики и регулирования), а также возможность образования сажи в дополнительном газогенераторе кислородно-углеводородного ЖРД.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с охлаждаемым трактом камеры сгорания, причем в трубопровод, соединяющий тракт охлаждения камеры и турбину, вмонтировано устройство, содержащее диффузор и форсунку.
Недостатками данного технического решения являются недостатки, описанные выше.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, имеющий дополнительную турбину, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой (см. патент РФ №2352804, МПК F02K 9/44, от 06.12.2007 г. - прототип).
Особенность ЖРД, принятого за прототип, является то, что температура паров испарившегося в рубашке камеры компонента топлива, формируемая детерминированной величиной теплосъема (при фиксированном сочетании площади теплоотдающей поверхности и массового расхода компонента топлива через охлаждающий тракт), невелика (450-500 К). Эта температура значительно ниже допустимого уровня по условию обеспечения работоспособности турбины (до 1200 К) и, что существенно, с увеличением тяги значение температуры уменьшается до уровня 150-250 К, снижая тем самым эффективную мощность турбины.
Поскольку для двигателей тягой 250÷400 тс мощность дополнительной турбины составляет 10-15% от мощности основной турбины, то основное форсирование по тяге двигателя (в 1,2…1,3 раза) идет за счет повышения температуры газа перед основной турбиной, это приводит к тому, что турбина на режиме форсирования работает на максимально возможной температуре 800÷000 К, а на номинальном режиме работает при температуре 550÷750 К, что снижает среднетраекторную экономичность ЖРД.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков прототипов, а именно повышение экономичности ЖРД на номинальном режиме работы и дальнейшее повышение (более чем в 1,3 раза) тяги при форсировании двигателя.
Поставленная задача решается тем, что в известном способе форсирования тяги ЖРД, основанном на изменении энергетических параметров функционирования, согласно изобретению форсирование осуществляют путем подачи части газа из газового тракта как минимум одного из компонентов топлива, или генераторного газа, или их смеси, по крайней мере, на одну дополнительную турбину, взаимодействующую, по крайней мере, с одним из основных ТНА, а после выхода из нее газ направляют для дальнейшего использования или удаления.
Кроме того, по выходу из дополнительной турбины газ направляют на вход сопла сброса, или в сопло камеры, или на вход добавочной турбины, или в теплообменник.
Указанный способ реализуется в ЖРД, содержащем, по крайней мере, одну камеру, агрегаты управления и регулирования, ТНА с основной и как минимум одной дополнительной турбиной, причем газовый тракт основной турбины соединен с входом в камеру, в котором согласно изобретению газовый тракт как минимум одного из компонентов или их продуктов сгорания снабжен дополнительной магистралью, связывающей его с входом, по крайней мере, одной дополнительной турбины и выходом из нее, при этом магистраль снабжена локальной системой регулирования, расположенной до или после дополнительной турбины, а выход магистрали соединен с системой удаления газа и/или системой его повторного использования.
Кроме того, система повторного использования газа после дополнительной турбины выполнена в виде как минимум одной добавочной турбины или магистрали, соединяющей выход дополнительной турбины с сверхзвуковой частью сопла камеры, или дополнительного сопла сброса, или теплообменника.
Сущность предлагаемого ЖРД иллюстрируется принципиальными схемами, приведенными на чертежах: фиг.1 - схема ЖРД с газогенератором, фиг.2 - схема ЖРД без газогенератора, где приняты следующие обозначения:
1, 2 - магистрали подвода компонентов топлива в насосы;
3, 4 - насосы;
5, 6 - магистрали отвода компонентов топлива из насосов;
7 - магистраль подвода охладителя к камере;
8 - газогенератор;
9 - камера;
10 - магистраль подвода газа на основную турбину;
11 - основная турбина;
12 - система регулирования;
13 - дополнительная турбина;
14 - магистраль подвода газа в коллектор сопла камеры;
15 - сопло сброса газа;
16 - магистраль подвода газа после охлаждения камеры на основную турбину;
17 - магистраль подвода компонента топлива после насоса в смесительную головку камеры.
Предлагаемый двигатель (фиг.1) состоит из магистралей подвода компонентов топлива 1 и 2, насосов 3 и 4, магистралей отвода компонентов топлива из насосов 5 и 6, магистрали подвода 7 охладителя к камере, газогенератора 8, камеры 9, магистрали подвода газа 10 на основную турбину 11, системы регулирования режима работы двигателя 12, дополнительной турбины 13, магистрали подвода газа в коллектор сопла камеры 14, сопла сброса газа 15, магистрали подвода газа после охлаждения камеры на основную турбину 16, магистрали подвода компонентов топлива после насоса в смесительную головку камеры 17.
Двигатель работает следующим образом.
Компоненты топлива поступают из баков ракеты-носителя (РН) по магистралям 1 и 2 на вход насосов 3 и 4. Из насосов компоненты топлива по магистралям 5, 6 поступают в газогенератор 8, а по магистрали 7 - на охлаждение камеры 9. Из газогенератора газ по магистрали 10 поступает на основную турбину 11, после которой основной расход идет в смесительную головку камеры, а оставшийся расход, пройдя систему регулирования 12, поступает на вход дополнительной турбины 13, после которой может сбрасываться по магистрали 14 в коллектор на сопле камеры или в сопло сброса 15. Для безгазогенераторных схем (фиг.2) газ после охлаждения камеры по магистрали 16 поступает на вход в основную турбину и далее движется как было описано ранее для газогенераторной схемы, а один из компонентов топлива после насоса по магистрали 17 поступает в смесительную головку камеры.
T
Подвод после основной турбины части газа на дополнительную турбину позволяет существенно увеличить мощность (более чем в 1,3 раза) за счет перепада давлений на дополнительной турбине (π=Рвх/Рвых) без увеличения температуры газа на основной турбине. При этом, соответственно, увеличиваются расходы и давления, в том числе в камере сгорания. На режимах форсирования экономичность двигателя уменьшается на 5-10 кгс·с/кг, однако при увеличении стартовой перегрузки с 1,2÷1,5 до 1,5÷2.5 уменьшаются гравитационные потери, что не только компенсирует потери экономичности, но и обеспечивает техническую выгодность данного предложения.
Следует отметить, что возможность форсирования двигателя позволяет при отказах части двигателей выполнять РН задачу полета.