СПОСОБ РАБОТЫ КИСЛОРОДНО-КЕРОСИНОВЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ТОПЛИВНАЯ КОМПОЗИЦИЯ ДЛЯ НИХ
METHOD TO OPERATE OXYGEN-KEROSINE LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINES AND FUEL COMPOSITION THEREFOR

Область техники
Предлагаемое техническое решение относится к жидкостным ракетным двигателям, конкретно - к ракетным двигателям кислородно-керосинового класса.
Предшествующий уровень техники
В современной ракетно-космической отрасли широко используются кислородно-керосиновые жидкостные ракетные двигатели, выполненные по схеме с дожиганием турбогаза в камере сгорания и характеризуемые высокой энергетической эффективностью в сочетании с доступностью и экологической чистотой компонентов топлива.
Способ работы таких двигателей состоит в том, что турбина турбонасосного агрегата, питаясь рабочим газом из газогенератора, приводит в действие насосы, которые подают компоненты топлива в газогенератор и камеру сгорания, причем рабочий газ из газогенератора после срабатывания на турбине турбонасосного агрегата попадает в камеру сгорания, где происходит его дожигание. Таким образом, энергия топлива используется максимально полно (см., например, книгу: Козлов А.А. и др. Система питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М. Машиностроение, 1988, стр.115-125).
Данное решение принимаем за аналог.
Однако такой схеме присущи и недостатки, поскольку при использовании для привода турбины высокотемпературного окислительного газа сохраняется потенциальная опасность возгорания проточной части окислительного тракта. Кроме того, в некоторых случаях возникают трудности, связанные с ограниченной охлаждающей способностью керосина.
В способе-прототипе (патент РФ №2273754, МПК F02K 9/48) для охлаждения камеры кислородно-керосинового двигателя применяется сжиженный гелий, который также является добавкой к топливной композиции. При этом гелий с выхода из насоса входит в каналы регенеративного охлаждения камеры двигателя и затем поступает в газогенератор. В газогенераторе обеспечивается стехиометрическое (α=1) сгорание кислорода и керосина, а необходимое последующее снижение температуры полученного газа до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, реализуется за счет его балластировки вводом в газогенератор гелия. Полученный таким образом рабочий газ поступает на привод турбины, а далее - в камеру сгорания.
Использование гелия в кислородно-керосиновой топливной паре позволяет существенно повысить энергетические характеристики двигателей. Так, например, при введении добавки гелия в количестве 10% от массового расхода топлива удается увеличить удельный импульс двигателя на ~20 сек, а с учетом отказа от завесного охлаждения камеры - до ~30 сек.
Однако использование гелия в топливной композиции кислородно-керосиновых двигателей ограничивается его высокой стоимостью, а также трудностями, связанными с его хранением в баке ракеты и последующим нагнетанием до высоких давлений.
Раскрытие изобретения
Предлагаемое техническое решение выполняет задачу, обеспечивающую надежную работу кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя с новой топливной композицией, недорогой и по своим теплофизическим свойствам превосходящей керосин.
3
Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя, основанном на использовании топливной добавки, используемой в качестве хладоагента для проточного охлаждения камеры и затем вводимой в газогенератор, имеющий подвод топлива от напорных магистралей кислорода и керосина, сжигаемых при стехиометрическом соотношении, топливная добавка используется для балластировки "нейтрального газа" и снижения его температуры до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, а полученный газ после срабатывания на турбине подают в камеру сгорания, в которую также поступает окислитель и горючее, причем в качестве топливной добавки применяется сжиженный аммиак (NH), доля которого составляет от 10% до 35% от массового расхода всего топлива, при этом газ с аммиачной добавкой после срабатывания на турбине дожигается в камере двигателя.
Отличительной особенностью предлагаемого технического решения является новая топливная композиция.
3
Топливная композиция для кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей содержит топливную пару, включающую сжиженный кислород и жидкий керосин, а также топливную добавку, улучшающую эксплутационные и энергетические характеристики двигателей, причем в качестве топливной добавки используется сжиженный аммиак (NH), процентная доля которого составляет от 10% до 30% от суммарного массового расхода топлива.
При введении аммиачной добавки в количестве (10-20)% удельный импульс кислородно-керосинового двигателя увеличивается до ~5 сек (относительно исходного варианта), при этом уменьшается расход керосина в 2-4 раза за счет его соответствующего замещения аммиаком, а при увеличении добавки до 35% прирост удельного импульса практически исчезает, в то же время естественно, что расход керосина замещается аммиаком в существенно большей степени.
Краткое описание чертежей
Предлагаемое техническое решение поясняется фиг.1 и 2:
на фиг.1 представлена схема жидкостного ракетного двигателя;
уд
m
на фиг.2 представлена зависимость идеального удельного импульса двигателя (I) от соотношения расходов компонентов топлива (К) в камере (отношение массового расхода кислорода к массовому расходу керосина) для различных по величине (в % к суммарному расходу компонентов топлива) аммиачных добавок.
Пример реализации изобретения
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1) содержит камеру 1 с форсуночной головкой 2 и соплом 3, турбонасосный агрегат 4, который включает соосно установленные насос окислителя 5 с подкачивающей ступенью 6, керосиновый насос 7 с подкачивающей ступенью 8, аммиачный насос 9 и газовую турбину 10. Своим питающим коллектором 11 турбина подключена к газогенератору 12, а выходным патрубком 13 - к форсуночной головке 2 камеры 1.
Питание газогенератора 12 жидкими окислителем и горючим осуществляется от высоконапорных магистралей 14 и 15, которые подсоединены к подкачивающим ступеням 6 и 8 насосов окислителя и горючего соответственно. Питание камеры 1 жидкими окислителем и горючим осуществляется от высоконапорных магистралей 16 и 17, которые подключены к первым ступеням насоса окислителя 5 и насоса горючего 7 соответственно. Насос сжиженного аммиака 9 соединен высоконапорным патрубком 18 с трактом регенеративного проточного охлаждения камеры и сопла 19 и 20, который подключен выходом к газогенератору 12.
Работа жидкостного ракетного двигателя
Сжиженный кислород поступает в насос 5, из которого по трубопроводу 16 подается в форсуночную головку 2 камеры 1, а из подкачивающей ступени 6 по трубопроводу 14 в газогенератор 12. Жидкий керосин поступает в насос 7, из которого по трубопроводу 17 поступает в форсуночную головку 2 и в подкачивающую ступень 8 и далее - по трубопроводу 15 в газогенератор 12. Сжиженный аммиак поступает в насос 9, из которого по трубопроводу 18 подается в тракт 19 и 20 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1 и сопла 3, а далее - в газогенератор 12.
В результате стехиометрического сжигания жидких компонентов топлива (кислорода и керосина) в газогенераторе образуется "нейтральный" газ высокой температуры, который затем охлаждается до значений допускаемых материалом турбины за счет ввода прошедшего тракт регенеративного охлаждения камеры аммиака. Полученный турбогаз поступает на лопатки турбины 10, которая приводит во вращение насосы 5, 6, 7, 8, 9 через общий с ней вал. С выхода из турбины газ по трубопроводу 13 поступает в форсуночную головку 2 камеры сгорания 1. В ней отработавший на турбине 10 газ дожигается с жидким окислителем и горючим, а высокотемпературные продукты сгорания далее расширяются в реактивном сопле 3, создавая тягу жидкостного ракетного двигателя.
т
Для предложенного способа были сделаны расчеты зависимости достижимого удельного импульса двигателя от соотношения компонентов топлива (К) для различных по величине (в % от суммарного расхода компонентов топлива) аммиачных добавок (см. фиг.2). Здесь для серии добавок аммиака в количестве (10-20)% - кривые А - прирост удельного импульса из-за улучшения термодинамических характеристик топлива в сумме с приростом удельного импульса, обусловленным возможностью уменьшения расхода на завесное охлаждение камеры при использовании аммиачной схемы охлаждения оценивается ~5 сек. А при дальнейшем увеличении аммиачной добавки до (25 - 30)% - кривые В - происходит существенное замещение массового расхода керосина на аммиак.
Таким образом, применение топливной добавки (от (10-30)%) в виде сжиженного аммиака к топливной композиции (кислород-керосин) позволяет улучшить энергетические характеристики кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей.
Промышленная применяемость
Предлагаемый ЖРД и топливная композиция найдут применение в двигателях как ЖРД малых тяг, так и мощных двигателей ракет-носителей.