СПОСОБ РАБОТЫ КИСЛОРОДНО-КЕРОСИНОВЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (ЖРД) И РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
OPERATION OF OXYGEN-KEROSENE LIQUID ROCKET ENGINE AND ROCKET ENGINE PLANT

Область техники
Данное изобретение относится к ракетной технике, а конкретно, к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем.
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.
Известен также способ работы кислородно-керосинового ЖРД, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя (см. заявку RU на изобретение №2010137222 от 08.09.2010 г., публикация 20.03.2012, Бюл. №8).
Применение полимерной присадки в ЖРД с дожиганием турбогаза позволяет:
- либо понизить температуру генераторного газа на входе в турбину на 50°-60°C при номинальном значении тяги. Тем самым повышается стойкость к возгоранию в газовом тракте, улучшается напряженно-деформированное состояние конструкции и, следовательно, повышается ресурс и надежность двигателя в целом;
- либо, не повышая температуру генераторного газа, форсировать двигатель по тяге, что дает увеличение массы полезного груза, выводимого носителем.
В двигателях без дожигания уменьшение потребной мощности ТНА позволит уменьшить запас рабочего тела турбины на борту ракеты-носителя (РН). Это дает увеличение массы полезного груза, выводимого на околоземную орбиту.
Недостатками технологии введения полимерной присадки в чистый керосин при заправке ракеты-носителя компонентами топлива на стартовой позиции являются:
- необходимо иметь резервную емкость на стартовой позиции, куда будет сливаться горючее с полимерной присадкой в случае отмены запуска ракеты-носителя;
- усложняется технология термостатирования горючего, содержащего полимерную присадку, в баках ракеты-носителя, так как исключается циркуляция горючего с помощью центробежных насосов из-за опасности деструкции молекул полимера.
Задачей настоящего изобретения является создание способа работы кислородно-керосинового двигателя, позволяющего исключить указанные недостатки, снизить материальные затраты и упростить работу двигателя с использованием полимерных присадок ПТП.
Эта задача решена за счет того, что в способе работы кислородно-керосиновых ЖРД, основанном на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающем подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, полимерную ПТП вводят в поток чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего в процессе запуска и работы двигателя через смеситель, установленный в этой магистрали.
Кроме того, в качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полиизобутилена (ПИБ) в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина или раствор полимеров высших альфа-олифинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина.
Технический результат состоит в существенном упрощении технологии смешения полимерных ПТП с чистым керосином.
Перечень чертежей
На фиг. 1 приведена принципиальная схема ЖРД, на фиг. 2 приведен фрагмент увеличенного сечения магистрали горючего со смесителем, на фиг. 3 приведена принципиальная схема ракетной двигательной установки.
Пример реализации изобретения
ЖРД (фиг. 1) содержит камеру двигателя 1, турбонасосный агрегат 2, насос окислителя 3, насос горючего 4 и турбину 5. Камера двигателя 1 содержит смесительную головку 6 и систему регенеративного охлаждения (не показана). Двигатель включает топливные магистрали горючего 7 и окислителя 8. Магистраль горючего 7 соединена с насосом горючего 4, выход из которого через тракт регенеративного охлаждения камеры соединен с форсуночной головкой 6. Магистраль окислителя 8 соединена с насосом окислителя 3, выход из которого соединен с форсуночной головкой 6. Двигатель включает также дополнительный бачок 9, который залит раствором полимерной противотурбулентной присадки (ПТП). Выход из дополнительного бачка 9 через пускоотсечной клапан 10 соединен со смесителем 11 (фиг. 2), установленным во входной магистрали горючего 7. Соединение смесителя 11 с магистралью горючего 7 осуществляется посредством трубопровода 12.
Работа устройства
При запуске двигателя срабатывает вытеснительная система, обеспечивающая выдавливание раствора ПТП из дополнительного бачка 9 в смеситель 11, а из него в поток чистого керосина, поступающего в магистраль горючего 7.
В результате исключается смешение полимерных ПТП с чистым керосином в расходных баках ракетной двигательной установки.
Известна ракетная двигательная установка, включающая маршевый однокамерный двигатель с турбонасосной подачей компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (жидкий водород), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, и агрегаты автоматики (см. патент RU №2175398, МПК F02K 1/00, 1999 г.). Аналог.
В этой установке применяемая топливная пара является наилучшей из всех известных топлив. Однако низкая плотность жидкого водорода существенно ограничивает применение его на первых ступенях РН совместно с жидким кислородом. Кроме того, есть трудности с его хранением в баках, и он обладает сравнительно высокой стоимостью.
Известна ракетная двигательная установка, содержащая жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (керосин, смешанный с полимерной противотурбулентной присадкой (ПТП), представляющей раствор полиизобутилена в керосине с концентраций 0,6…0,8), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, и агрегаты автоматики (см. заявку RU на изобретение №2010137222 от 08.09.2010, публикация 20.03.2012, Бюл. №8).
К недостаткам по использованию топлива - керосина, смешанного с раствором полиизобутилена и находящегося в баке ракеты, относится следующее:
- необходимость применения специальных емкостей для подготовки и хранения указанного топлива на стартовой позиции;
- деструкция полимерных присадок при хранении и перекачке топлива в бак горючего двигательной установки;
- возможность «загрязнения» полимерными присадками трубопровода, арматуры, насосов при перекачке этого топлива из специальных емкостей по оборудованию общего пользования.
Задачей настоящего изобретения является создание ракетной двигательной установки, не имеющей указанных недостатков.
Эта задача решена за счет того, что в ракетной двигательной установке, содержащей жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, при этом она содержит дополнительный бачок, заполненный раствором полимера высших альфа-олефинов в керосине и имеющий вытеснительную систему подачи указанного раствора полимера во входную магистраль горючего для смешения его с чистым керосином в процессе запуска и работы двигателя. При этом дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной, причем одна из полостей - жидкостная, соединена с входной магистралью горючего двигателя, а другая - газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления.
Ракетная двигательная установка (фиг. 3) содержит жидкостный ракетный двигатель, включающий камеру двигателя 1, турбонасосную систему подачи компонентов топлива 2, включающую насос окислителя 3, насос горючего 4 и турбину 5. Камера двигателя 1 содержит смесительную головку 6 и систему регенеративного охлаждения. Двигатель включает также магистрали горючего 7 и окислителя 8. Магистраль горючего 7 соединена с насосом горючего 4, выход из которого через тракт регенеративного охлаждения камеры соединен с форсуночной головкой 6. Магистраль окислителя 8 соединена с насосом окислителя 3, выход из которого соединен с форсуночной головкой 6. Двигатель включает также дополнительный бачок 9, который залит раствором полимерной противотурбулентной присадки. Выход из дополнительного бачка 9 через пускоотсечной клапан 10 соединен со смесителем 11 (фиг. 2), установленным во входной магистрали горючего 7. Соединение смесителя 11 с магистралью горючего 7 осуществляется посредством трубопровода 12.
Дополнительный бачок 9 имеет две полости 13 и 14, разделенные мембраной 15. Полость 14 заполнена раствором полимера ПТП, например раствором полимера высших альфа-олефинов, а полость 13 заполняется сжатым газом. Эта полость через редуктор давления 16 соединена с баллоном 17 сжатого газа.
Двигательная установка содержит бак горючего 18, который заполнен чистым керосином, и бак окислителя 19, который заполнен жидким кислородом. Указанные баки через входные магистрали горючего и окислителя 7 и 8 соединены с насосами горючего 4 и окислителя 3 соответственно.
Работа двигательной установки
При запуске двигательной установки жидкий кислород из бака 19 по топливной магистрали окислителя 8 поступает в насос окислителя 3, а из него подается в смесительную головку 6 камеры двигателя 1. Горючее из бака 18 по топливной магистрали 7 поступает в насос горючего 4, а затем поступает в смесительную головку 6 через тракт регенеративного охлаждения камеры 1. В камере 1 происходит сгорание указанных компонентов топлива с образованием газообразных продуктов сгорания высокой температуры и давления, которые, расширяясь в сопле, создают тягу двигателя.
Одновременно при запуске двигательной установки срабатывает вытеснительная система, обеспечивающая выдавливание указанного полимера ПТП из дополнительного бачка 9 во входную топливную магистраль горючего 7. Для этого сжатый газ из баллона 17 через редуктор давления 16 поступает в газовую полость 13 дополнительного бачка 9 и вытесняет полимер ПТП из полости 14, который через пускоотсечной клапан 10 и трубопровод 12 поступает в смеситель 11, а из него в поток чистого керосина.
7
Благодаря сверхвысокой молекулярной массе (порядка 10) полимеров высших альфа-олефинов линейной структуры, максимальное снижение сопротивления (60…70%) наблюдается при чрезвычайно низких концентрациях полимера - менее 0,001%. В этом случае объем концентрированного раствора высших альфа-олефинов, необходимого для проведения полноразмерного огневого испытания двигателя тягой порядка 200 тс составит 30 л и даже менее. Столь маленькая емкость дополнительного бачка может быть включена в состав компоновки двигателя, так как она практически не увеличивает его массу.
Таким образом, этот двигатель может быть применен в составе ракетных двигательных установок.
Промышленное применение
Изобретение найдет применение в ракетной технике при модернизации кислородно-керосиновых двигателей и ракетных двигательных установок. Это применение позволяет повысить полезную нагрузку, выводимую на околоземную орбиту.