ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
LIQUID-PROPELLANT ENGINE

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при проектировании ЖРД. Одной из наиболее сложных задач, стоящих при создании ЖРД, является отработка процесса воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива в «горячих» агрегатах: камере и газогенераторе.
Для решения этой задачи, с одной стороны, применяются различные поджигающие устройства: электрические, пиротехнические, плазменные, лазерные, химические. С другой стороны, в связи с широким применением в ЖРД криогенных компонентов топлива (кислород, водород, метан и др.), к компонентам топлива, подаваемым в воспламеняющие устройства, предъявляются требования по однозначности их фазового состояния.
Неоднозначность фазового состояния, а следовательно, и параметров компонентов топлива, может привести как к критической задержке воспламенения и даже срыву воспламенения и незапуску двигателя, так и к воспламенению компонентов топлива при температуре, превышающей максимально допустимую, что приводит к возгоранию элементов конструкции и аварии.
Известна схема двигателя (патент №2410559, зарегистрирован 27.01.2011, приоритет 13.08.2009), охлаждающий тракт камеры которого состоит из двух отдельных участков, один из которых охлаждается горючим, а другой окислителем, при этом каждый из газифицированных компонентов топлива приводит во вращение турбину ТНА «своего» компонента топлива. Недостатком этой схемы является неиспользование газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры (и, возможно, газогенератора при газогенераторной схеме) для надежного воспламенения.
Целью предлагаемого изобретения является устранение этого недостатка, а именно, использование газифицированных в охлаждающем тракте компонентов топлива для организации поджига в запальном устройстве, а следовательно, и в «горячих» агрегатах двигателя. Поставленная цель достигается тем, что жидкостный ракетный двигатель, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.
Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемой, представленной на чертеже, где изображены следующие агрегаты:
1 - Камера;
2 - Смесительная головка;
3 - Участок охлаждения тракта, использующего горючее;
4 - Участок охлаждения тракта, использующего окислитель;
5 - Запальное устройство;
6 - Свеча;
7, 8 - Магистрали, подводящие компоненты топлива к запальному устройству;
9 - Катушка зажигания;
10 - Электрический кабель;
11 - ТНА окислителя;
12 - Насос окислителя;
13 - Турбина окислителя;
14 - Магистраль, подводящая окислитель к охлаждающему тракту камеры;
15 - Магистраль, подводящая окислитель к турбине 13;
16 - Магистраль, подводящая окислитель к форсуночной головке камеры;
17 - ТНА горючего;
18 - Насос горючего;
19 - Турбина горючего;
20 - Магистраль, подводящая горючее к охлаждающему тракту камеры;
21 - Магистраль, подводящая горючее к турбине 19;
22 - Магистраль, подводящая горючее к форсуночной головке камеры;
23, 24 - Клапаны в магистралях питания запального устройства;
25, 26 - Шайбы в магистралях питания запального устройства.
Согласно схеме, приведенной на чертеже, двигатель включает следующие агрегаты: камеру 1 со смесительной головкой 2 и охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения: горючим 3 и окислителем 4. В головку камеры установлено запальное устройство 5, к которому подсоединены магистрали питания: горючим 8 и окислителем 7 с клапанами 24 и 23. В состав двигателя входят насосные агрегаты (бустерные насосные агрегаты и агрегаты системы управления для простоты не показаны). ТНА окислителя 11 состоит из насоса 12 и турбины 13. ТНА горючего 17 состоит из насоса 18 и турбины 19. Насос окислителя соединен магистралью 14 с участком охлаждения окислителем тракта камеры. Выход из охлаждающего тракта магистралью 15 подсоединен к турбине 13 турбонасосного агрегата окислителя и магистралью 7 к запальному устройству 5. Подобным образом насос горючего 18 магистралью 20 подсоединяется к участку охлаждения горючим тракта камеры, а выход из охлаждающего тракта магистралью 21 подсоединен к турбине 19 и магистралью 8 к запальному устройству 5.
Выходные полости турбин магистралями 16 и 22 подсоединены к соответствующим полостям смесительной головки. Запальное устройство содержит свечу 6, которая, в свою очередь, электрическим кабелем 10 соединена с катушкой зажигания 9.
кип
кип
кип
Двигатель согласно схеме работает следующим образом. Камера сгорания и ее охлаждающий тракт в предпусковой период имеют температуру порядка ±50°C, если это первый пуск двигателя. Если это двигатель многократного запуска и это один из повторных запусков, то температура охлаждающего тракта камеры сгорания еще выше, до 100°C. Этого диапазона температур достаточно для газификации первых порций криогенных компонентов: водорода (Т=-253°C), кислорода (Т=-183°C), метана (Т=-162°C).
На этом строится принцип надежного воспламенения криогенных компонентов в запальном устройстве камеры сгорания. Работа двигателя на этапе запуска производится следующим образом. После открытия входных клапанов (по данной схеме они расположены в двигательном отсеке ракетного блока) компоненты поступают в насосы 12 и 18 и далее под баковым давлением поступают в соответствующие участки охлаждающего тракта камеры, где они подогреваются за счет тепла конструкции камеры, газифицируются и поступают по магистралям 7 и 8 в запальное устройство камеры сгорания, где они воспламеняются от источника воспламенения, в данном случае свечи 6, которая получает электрический высоковольтный импульс от катушки зажигания 9 через электрический кабель 10. Расходы компонентов, поступающих в запальное устройство, определяются дроссельными шайбами 25 и 26. Другая, большая часть газифицированных компонентов по магистралям 15 и 21 поступает на турбины 13 и 19, приводя их во вращение, и по магистралям 16 и 22 поступает в камеру сгорания, где она поджигается продуктами сгорания из запального устройства. Давление и температура в камере сгорания возрастают, температура компонентов в охлаждающем тракте возрастает, мощность турбин возрастает, двигатель выходит на расчетный режим. Клапанами 23 и 24 отсекаются расходы компонентов на запальное устройство.
Здесь описана безгенераторная схема двигателя. В случае использования схемы двигателя, с применением газогенератора газифицированные компоненты топлива из охлаждающего тракта камеры подаются в камеру и газогенератор. По этой причине в формуле изобретения применяется термин «горячие агрегаты».
Предложенное техническое решение позволяет упростить конструкцию ЖРД, работающих на криогенных компонентах топлива, за счет использования газифицированных компонентов топлива для организации поджига в запальном устройстве, а следовательно, и в «горячих агрегатах» двигателя и тем самым повысить надежность жидкостного ракетного двигателя.