ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ
THREE-COMPONENT LIQUID ROCKET ENGINE AND METHOD OF ITS OPERATION

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и на двух видах горючего, например на углеводородном горючем и жидком водороде. В качестве окислителя может использоваться жидкий кислород.
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.
Недостатком этого 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.
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 не приемлема, 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 сгорания, 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.
Недостаток - двигатель предназначен для работы на двух компонентах.
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, 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 оправдана 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 горючего, например, водорода) 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.
Недостатки: сложность схемы и плохие технические характеристики двигателя и ракеты, на которой двигатель установлен.
Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов при минимальных затратах на запуск ракеты, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.
Решение указанных задач достигнуто 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 насосы первого горючего, дополнительный насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего соединены через пускоотсечные клапаны и регуляторы расхода с газогенератором и камерой сгорания.
Двигатель имеет блок управления, а все клапаны и регуляторы расхода соединены электрическими связями 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.
Решение указанных задач достигнуто в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, отличающемся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее, постепенно увеличивая его расход, и одновременно снижают расход первого горючего по полного его отключения. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. 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. Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:
на фиг.1 приведена схема трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя,
на фиг.2 приведен вид А головки камеры сгорания,
на фиг.3 приведена схема охлаждения камеры сгорания.
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) содержит не менее одной камеры сгорания 1, имеющей сильфон 2. Для примера приведен двигатель с одной камерой сгорания 1, имеющей сопло 3. Сопло 3 выполнено с системой регенеративного охлаждения (рубашкой охлаждения), образованной зазором «Б» между двойными стенками сопла 3. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель имеет один общий для всех камер сгорания 1, если применено несколько камер сгорания 3, турбонасосный агрегат (ТНА) 4, содержащий, в свою очередь, газогенератор 5, турбину 6 и насос окислителя 7 (фиг.1). Кроме того, ТНА 4 содержит насос второго горючего 8, установленный непосредственно под насосом окислителя 7, дополнительный насос второго горючего 9, насос первого горючего 10 и дополнительный насос первого горючего 11. Все насосы, а именно 7, 8, 9, 10 и 11 установлены соосно с турбиной 6. Выход из турбины 6 через выхлопной коллектор турбины 12 и газовод(ы) 13 соединен с головкой (головками) 14 камеры (камер) сгорания 1. Конструкция головки 14 камеры сгорания 1 приведена на фиг.2. Головка 14 содержит выравнивающую решетку 15, среднюю плиту 16 и нижнюю плиту 17. Выше средней плиты 16 образована полость «В», между плитами 16 и 17 - полость «Г», ниже нижней плиты 17 - полость «Д» камеры сгорания 1. В головке камеры сгорания 1 установлены форсунки газогенераторного газа 18, которые сообщают полости «В» и «Д», и форсунки горючего 19, соединяющие полости «Г» и «Д».
Выход из насоса окислителя 7 (фиг.1) трубопроводом окислителя 20, содержащим клапан окислителя 21, соединен с входом в газогенератор 5. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 22 соединен с дополнительным насосом второго горючего 9. Выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 23 соединен с входом в дополнительный насос первого горючего 11. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 24, содержащим первый отсечной клапан второго горючего 25 и регулятор 26, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 27, а выход из насоса и первого горючего 10 трубопроводом 28, содержащим пускоотсечной клапан первого горючего 29, регулятор расхода 30, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 27. Выход из дополнительного насоса второго горючего 9 трубопроводом 31, содержащим пускоотсечной клапан 32 и регулятор 33, соединен с входом в газогенератор 5. Выход из дополнительного насоса первого горючего 11 трубопроводом 34, содержащим пускоотсечной клапан 35 и регулятор расхода 36, соединен также со входом в газогенератор 5. Между дополнительным насосом второго горючего 9 и пускоотсечным клапаном 32 подсоединен дренажный трубопровод 37 с дренажным клапаном 38. Перед дренажным клапаном 38 установлен датчик температуры 39, предназначенный для автоматического контроля процесса охлаждения насоса второго горючего 8 и дополнительного насоса второго горючего 9 перед запуском двигателя на втором горючем. Если этого не сделать, то второе горючее нагреется в подводящих трубопроводах и придет на вход насоса в газообразной фазе, что сорвет работу насоса, не приспособленного для перекачки газа.
Двигатель 6 содержит блок управления 40, который электрическими связями 41 соединен с пускоотсечными клапанами 25, 29 и 32 и дренажным клапаном 38, а также с датчиком температуры 39 и регуляторами 26, 30, 33 и 36 (фиг.1 и 3). Кроме того, в пневмогидравлической схеме двигателя предусмотрена система продувки инертным газом, содержащая баллон с инертным газом 42, трубопровод 43 и клапан 44.
Схема охлаждения камеры сгорания 1 двигателя приведена на фиг.3. К главному коллектору горючего 27, который установлен в районе критического сечения сопла 3, подведены трубопроводы 45 и 28.
Двигатель оборудован баллоном со сжатым инертным газом 42, который трубопроводом 43, содержащим клапан продувки 44, соединен с главным коллектором горючего 27.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД
Тяга двигателя (двухкамерного), земная, тс
1200
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс
1450
Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс
1750
Давление в камере сгорания, кгс/см<sup>2</sup>
600
Давление в газогенераторе, кгс/см<sup>2</sup>
700
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см<sup>2</sup>
800
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см<sup>2</sup>
850
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см<sup>2</sup>
870
Давление на выходе из первого дополнительного насоса горючего, кгс/см<sup>2</sup>
1300
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см<sup>2</sup>
990
Мощность ТНА, МВт
330
Частота вращения ротора ТНА, об/мин
35000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель
жидкий кислород
Первое горючее
керосин
Второе горючее
жидкий водород
Двигатель запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем. Окислитель (предпочтительно жидкий кислород) при переключении не меняется. В качестве первого горючего предпочтительно использовать углеводородное горючее (керосин), а в качестве второго горючего - жидкий водород.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 40 по электрическим связям 41 команда подается на ракетные клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1…3 не показаны). После заливки насосов окислителя 7 и первого горючего 10 открывают клапаны 21 и 35 и пускоотсечной клапан 32, установленные за насосом окислителя 7, после насоса первого горючего 10 и после дополнительного насоса первого горючего 11. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 7, насос первого горючего 10, а также насос первого дополнительного горючего 11, одновременно окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5, где воспламеняются. Газогенераторный газ и первое горючее подается в камеры сгорания 1. Первое горючее охлаждает сопло 3 (сопла), проходя через зазор «Б» (фиг.2 и 3), выходит в полость «Г». Газогенераторный газ и первое горючее соответственно через форсунки 18 и 19 поступают в полость «Д» камеры (камер) сгорания 1.
Для переключения двигателя на второе горючее подают сигнал на перекрытие регуляторов 30 и 36. Одновременно открывают дренажный клапан 38 и охлаждают насосы 8 и 9. Контроль охлаждения осуществляет автоматически датчик температуры 39. При достижении температуры кипения второго горючего в месте установки датчика температуры (- 254°С для водорода) закрывают дренажный клапан 38 и открывают пускоотсечные клапаны 25 и 32, второе горючее поступает в газогенератор 5 и в камеру сгорания 1 одновременно с первым. Далее постепенно открывают регуляторы 26 и 33. Одновременно постепенно и синхронно закрывают регуляторы расхода 30 и 36 до полного закрытия, двигатель продолжает работать создавая ту же силу тяги, что и при работе на первом горючем, но он будет иметь более высокие удельные характеристики (удельную тягу), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв сначала клапаны на входе в ТНА (на фиг.1…3 не показано) и клапаны 21, 29, 32 и 35. Потом повторно включают продувку рубашки камеры сгорания инертным газом, открыв продувочный клапан 44. Это уменьшает время догорания остатков топлива, засорение каналов системы регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Применение изобретения позволило следующее.
1. Улучшить удельные энергетические характеристики ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.
2. Повысить надежность работы двигателя за счет постепенного переключения с первого горючего на второе. Это позволит исключить из программы работы двигателя период, когда он не работает и не создает силу тяги, что может неблагоприятно сказаться на программе выполнения полета ракеты, которой оборудованы такие двигатели.
3. Повысить надежность камеры сгорания и ТНА за счет:
- продувки камеры сгорания инертным газом при переключении на второе горючее и при выключении работы двигателя,
- ускорения охлаждения насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего и обеспечения автоматического контроля за процессом охлаждения за счет применения специальной компоновки насосов в составе ТНА и применения дренажного клапана и датчика температуры,
- согласования работы пускоотсечных клапанов и регуляторов расхода применением блока управления.