ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
THREE-COMPONENT LIQUID-PROPELLANT ENGINE

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим на трех компонентах топлива: окислителе и двух горючих, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Наиболее оптимальный вариант - использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего - керосина, второго горючего - жидкого водорода.
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, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком 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. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.
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, МПК 7 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. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.
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 жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.
Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.
Известен ЖРД по патенту РФ №20065985, опубл. в 1996 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.
Недостатки этой конструкции следующие:
1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200...250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины.
2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.
3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.
4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.
Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требуется мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).
Задачей изобретения является улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение затрат на запуск ракет.
Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем бортовой компьютер, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат первого горючего содержит вторую основную турбину, насос первого горючего и вторую пусковую турбину, а также газогенератор первого горючего, газогенератор первого горючего конструктивно совмещен с турбонасосным агрегатом первого горючего, турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат второго горючего содержит третью основную турбину, насос второго горючего и третью пусковую турбину, а также газогенератор второго горючего, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.
Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего. На камере сгорания и газогенераторах могут быть установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.
Жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания.
Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером.
Турбонасосные агрегаты могут быть установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания, разнесены на 120°, и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов могут быть выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса.
На камере сгорания может быть выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.
Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной.
Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего может быть выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.
Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…9, где
- на фиг.1 приведена схема ЖРД,
- на фиг.2 приведена конструкция камеры сгорания,
- на фиг.3 приведен ТНА окислителя,
- на фиг.4 приведен ТНА первого горючего,
- на фиг.5 приведен ТНА второго горючего,
- на фиг.6 приведена схема коммутации запальных устройств,
- на фиг.7 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,
- на фиг.8 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,
- на фиг.9 приведена схема ЖРД с перепуском второго горючего.
Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…9) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат первого горючего 4 и турбонасосный агрегат второго горючего 5, закрепленные на камере сгорания 1 при помощи тяг 6.
Камера сгорания 1 (фиг.1 и 2) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8 и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора: соответственно первый 12, второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки: внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11. Внутри камеры сгорания 1 (фиг.1) выполнены верхняя плита 18, средняя плита 19 и внутренняя плита 20 с зазорами (полостью) между ними 21 и 22. Выше верхней плиты 18 выполнена полость 23. Полость 21 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 22 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 6 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 24, форсунки первого горючего 25 и форсунки второго горючего 26. Форсунки окислителя 24 сообщают полость 23 с внутренней полостью 27 камеры сгорания 1. Форсунки первого горючего 25 сообщают полость 21 с внутренней полостью 27, форсунки второго горючего 26 сообщают полость 20 с внутренней полостью 27. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 28, а к ней присоединен газовод 29.
На газоводе 29 на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 30. Центральный шарнир 30 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 30 закреплен на силовой раме 31, которая установлена внутри корпуса ракеты 32. Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 33. В качестве привода 33 может быть использован гидроцилиндр 34, который с одной стороны закреплен при помощи шарнира 35 на силовой раме 31, а с другой - при помощи шарнира 36 на силовом кольце 37. Силовое кольцо 37 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К первому верхнему коллектору 12 присоединен трубопровод 38, имеющий клапан 39, другой конец трубопровода 38 соединен с ТНА первого горючего 4. Второй коллектор 13 соединен с трубопроводом 40, имеющим клапан 41, другой конец трубопровода 40 соединен с ТНА второго горючего 5. Третий верхний коллектор 14 также трубопроводом 42 соединен с ТНА второго горючего 5.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.4) содержит основную турбину 43, насос окислителя 44, дополнительный насос окислителя 45, пусковую турбину 46, к которой присоединен трубопровод 47, вал 48, на котором установлен датчик частоты вращения 49. Соосно с ТНА окислителя 3 между основной турбиной 43 и насосом окислителя 44 установлен и закреплен газогенератор окислителя 50. Выход из основной турбины 43 газоводом 29 соединен с головой 7 камеры сгорания 1. Газовод 29 может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами радиусом r для минимизации потерь давления «кислого» газа (продуктов сгорания с избытком окислителя). Газогенератор окислителя 50 (фиг.4) содержит боковую стенку 51, выполненную из двух оболочек: внутренней 52 и внешней 53 с зазором 54 между ними. На боковой стенке 51 выполнен коллектор 55, полость которого сообщается с зазором 54. Газогенератор окислителя 50 содержит головку 56 с полостью 57 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 58 и 59. Форсунки окислителя 58 сообщают полость 57 с внутренней полостью 60, а форсунки горючего 59 сообщают полость 61, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 50 над его головкой 56 и соединена с зазором 54, с внутренней полостью 60. Между газогенератором окислителя 50 и валом 48 установлена теплоизоляция 62. Газогенератор окислителя 50 имеет запальное устройство 63. К газогенератору окислителя 50, конкретно к полости 57 внутри головки 56, присоединен трубопровод окислителя 64, содержащий клапан 65. Другой конец трубопровода окислителя 64 соединен с выходом из насоса окислителя 44. К газогенератору окислителя 50, конкретно к коллектору 55, присоединен трубопровод высокого давления первого горючего 66, содержащий регулятор расхода горючего 67 с приводом 68 и клапан высокого давления горючего 69, другой подсоединен к турбонасосному агрегату второго горючего 5. Выход из насоса окислителя 44 трубопроводом 70, содержащим дроссельную шайбу 71, соединен с входом в дополнительный насос окислителя 45. Выход из дополнительного насоса окислителя 45 трубопроводом 72, содержащим регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75, соединен с ТНА первого горючего 4 (фиг.3 и 4).
Турбонасосный агрегат первого горючего 4 (фиг.1 и 5) содержит вторую основную турбину 76, насос горючего 77, вторую пусковую турбину 78, к которой присоединена выхлопная труба 79. На валу 80 установлен датчик частоты вращения 81. Соосно с ТНА первого горючего 4 установлен и закреплен газогенератор первого горючего 82 Газогенератор первого горючего 82 (фиг.4) содержит боковую стенку 83, выполненную из двух оболочек: внутренней 84 и внешней 85 с зазором 86 между ними. На боковой стенке 83 выполнен коллектор 87. Газогенератор первого горючего 82 содержит головку 88 с полостью 89 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 90 и 91 соответственно и полость 92 между ними, а также форсунки окислителя и первого горючего соответственно 93 и 94. Форсунки окислителя 93 сообщают полость 89 с внутренней полостью 95, а форсунки первого горючего 94 сообщают полость 92, которая соединена с зазором 86, с внутренней полостью 95. Газогенератор первого горючего 82 имеет запальное устройство 96. К газогенератору первого горючего 82, конкретно к полости 89 внутри головки 88, присоединен трубопровод 72, содержащий регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75. Другой конец трубопровода 72 соединен с дополнительным насосом окислителя 45 (фиг.3). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 97 соединен с коллектором 87, а другой конец трубопровода первого горючего 97 соединен с выходом из насоса первого горючего 77 (фиг.4). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 64, содержащим регулятор расхода первого горючего 67 с приводом 68 и клапан 69, соединен с коллектором 55 (фиг.3 и 4). Также выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом 98, содержащим клапан 99, соединен с нижним коллектором 11 камеры сгорания 1. К трубопроводу 98 за клапаном 99 по потоку, т.е. между клапаном 99 и нижним коллектором 11, присоединен продувочный трубопровод 100 с продувочным клапаном 101, другой конец продувочного трубопровода 100 соединен с баллоном инертного газа 102. К входу во вторую пусковую турбину 78 присоединен трубопровод 103 (фиг.4).
Турбонасосный агрегат второго горючего 5 (фиг.5) содержит третью основную турбину 104, содержащую в свою очередь входной корпус 105 с полостью 106, выходной корпус 107 с полостью 108, сопловой аппарат 109, рабочее колесо 110. Кроме того, ТНА второго горючего 5 содержит насос второго горючего 111, третью пусковую турбину 112 с входным корпусом 113 с полостью 114, выходной корпус 115 с полостью 116, сопловой аппарат 117 и рабочее колесо 118. На валу 119 этого ТНА установлен датчик частоты вращения 120. К третьей пусковой турбине 112 присоединена выхлопная труба 121.
Трубопровод 42 (фиг.5) газифицированного горючего выполнен прямолинейным для минимизации потерь давления в нем. К входному корпусу 113 третей пусковой турбины присоединен трубопровод 122.
На ЖРД установлен бортовой компьютер 123, к которому электрическими связями 124 присоединены все клапаны и регуляторы, а также запальные устройства.
К бортовому компьютеру 123 электрическими связями 124 подключены клапаны горючего 41, второй клапан горючего 75, клапан окислителя 99, приводы 68 регулятора расхода горючего 67, клапан высокого давления горючего 41, второй клапан горючего 65, а также запальные устройства 28, 63 и 96 и датчики частоты вращения 49, 81 и 120.
На фиг.9 приведена вторая схема ЖРД с перепуском части второго топлива по трубопроводу 125, содержащему дроссельную шайбу 126 и третий верхний коллектор 14.
Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.
Сжатый воздух (газ) из внешнего баллона сжатого воздуха (на фиг.1…9 баллон не показан) по трубопроводам 47, 103 и 122 поступает в первую, вторую и третью пусковые турбины 46 и 78 и 112, раскручивает валы 48, 80 и 119. Датчики частоты вращения 49, 81 и 120 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 41, 75 и 99. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторах окислителя первого горючего 50 и 82 соответственно, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 27 (фиг.2), где воспламеняются при помощи запальных устройств 28. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2, и его температура повышается до 700…900°С.
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют регулятор расхода горючего 67 и регулятор расхода окислителя 73 синхронно при помощи приводов 68 и 74, используя сиглалы компьютера 123, передеваемые по электрическим связям 124.
Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания 33. Приводы качания 33 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение трех ТНА 3, 4 и 5 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3…5 и вращение их валов 48, 80 и 119 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и влияние гироскопических моментов от вращения роторов всех трех ТНА моментов на управление.
Схема ЖРД (фиг.9) обеспечивает перепуск части второго горючего мимо системы регенеративного охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1 для уменьшения нагрузок на ТНА.
Схемы ЖРД (фиг.1 и 9) обеспечивают его многократного включение.
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 101 и инертным газом из баллона 102 (фиг.1 и 2) продувают камеру сгорания 1 для очистки от остатков горючего.
Применение изобретения позволит:
- значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, более высокое давление в камере сгорания и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания;
- повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение;
- многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что пока не принято в мировой практике ракетостроения;
- уменьшить вес ЖРД за счет применения для работы второй пусковой турбины высокотемпературных продуктов сгорания;
- улучшить управляемость вектором тяги за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения двух ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания.
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения приоритета в мирном освоении космоса и обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции в 5…10 раз при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности.