ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ
LIQUID ROCKET ENGINE WITH AFTERBURNING

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с дожиганием, предназначенных для установки в отсеках двигательных установок верхних ступеней камерами больших степеней расширения с минимальной массой, является актуальной задачей.
Известны жидкостные ракетные двигатели с дожиганием, содержащие газогенератор, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами, камеру с соплом и смесительной головкой, соединенной газоводом с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, снабженную трактом охлаждения выходного участка сопла, соединенным выходом с входом тракта охлаждения камеры в районе минимального сечения сопла и далее с полостью смесительной головки, а входом - магистралью с выходным патрубком насоса недостающего в газогенераторе компонента (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М, изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 96, РД-0120 и стр. 272, РД-191»).
В таких жидкостных ракетных двигателях с дожиганием, из-за неоптимального использования охладителя, когда охладитель подводится к самому теплонапряженному участку тракта охлаждения в минимальном сечении сопла с повышенной температурой после охлаждения выходного участка сопла, приходится минимизировать проходное сечение тракта охлаждения для достижения высокой скорости охладителя, как правило, горючего, что приводит к необходимости повышать давление на входе в тракт охлаждения выходного участка сопла, из-за чего приходится увеличивать толщину стенок и ребер тракта охлаждения для повышения прочности с увеличением массы выходного участка сопла.
Известны также жидкостные ракетные двигатели с дожиганием, содержащие газогенератор, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами, камеру с соплом и смесительной головкой, соединенной газоводом с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, снабженную трактом охлаждения выходного участка сопла, соединенным выходом с помощью коллекторов и трубопровода с полостью смесительной головки, а входом - магистралью с трактом охлаждения камеры и минимального сечения сопла, соединенным с выходным патрубком насоса недостающего в газогенераторе компонента (патент РФ 2556091 от 10.06.2014, МПК F02K 9/42; F02K 9/64, описание к патенту, фиг. 1-3, прототип).
В таком жидкостном ракетном двигателе с дожиганием недостающий в газогенераторе компонент, горючее, подводится к тракту охлаждения минимального сечения сопла с пониженной температурой, обеспечивая охлаждение стенки сопла в минимальном сечении. Однако, давление охладителя в тракте охлаждения выходного участка сопла, после которого горючее должно поступать в смесительную головку камеры, должно быть высоким для подачу в смесительную головку, следовательно, в тракте охлаждения выходного участка сопла давление будет еще выше, что приводит к необходимости повышать прочность стенок тракта охлаждении выходного участка сопла и, следовательно, толщину и количество силовых элементов и его массу.
Задачей предполагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и снижение массы камеры и жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, при обеспечении охлаждения камеры сгорания и сопла.
Указанная выше задача изобретения решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием, турбонасосный агрегат снабжен приводом, при этом между полостью смесительной головки недостающего в газогенераторе компонента и трубопроводом на выходе тракта охлаждения выходного участка сопла установлен соединенный с ним своим входом, а выходом с полостью смесительной головки, снабженный приводом подкачивающий насос.
Указанная выше задача изобретения решается также тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием, приводы турбонасосного агрегата и подкачивающего насоса выполнены в виде роторов и кинематически связаны, а корпус последнего примонтирован к корпусу турбонасосного агрегата.
Указанная выше задача изобретения решается также тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием подкачивающий насос выполнен с соединенной своими концами с входом и с выходом подкачивающего насоса байпасной магистралью с установленным на ней пуско-отсечным клапаном.
Предлагаемый жидкостный ракетный двигатель с дожиганием приведен на чертеже (фиг. 1-4, фиг. 1 - пневмогидравлическая схема функционирования жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с изображением соединений газовых, гидравлических магистралей с агрегатами и подкачивающим насосом с приводом; фиг. 2 - местный увеличенный вид схемы подкачивающего насоса, фиг. 3 - пневмогидравлическая схема функционирования жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с изображением узла кинематической связи подкачивающего насоса с ротором турбонасосного агрегата; фиг. 4 - пневмогидравлическая схема функционирования жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с изображением подкачивающего насоса и байпасной магистрали), где показаны следующие агрегаты:
1. Газогенератор;
2. Турбонасосный агрегат;
3. Турбина;
4. Насос горючего;
5. Насос окислителя;
6. Входная магистраль окислителя;
7. Входная магистраль горючего;
8. Камера;
9. Сопло;
10. Смесительная головка;
11. Полость смесительной головки;
12. Газовод;
13. Затурбинная полость;
14. Тракт охлаждения сопла;
15. Выход тракта охлаждения сопла;
16. 17. Коллектор;
18. Трубопровод;
19. Вход подкачивающего насоса;
20. Подкачивающий насос;
21. Вход тракта охлаждения сопла;
22 Магистраль;
23. Выход тракта охлаждения камеры;
24. Тракт охлаждения камеры сгорания;
25. Камера сгорания;
26. Минимальное сечение сопла;
27. Вход тракта охлаждения камеры сгорания;
28. Выходной патрубок насоса горючего;
29. Полость смесительной головки;
30. Выход подкачивающего насоса;
31. Ротор подкачивающего насоса;
32. Привод;
33. Ротор турбонасосного агрегата;
34. Корпус турбонасосного агрегата;
35. Корпус насоса горючего второй ступени;
36. Насос горючего второй ступени;
37. Магистраль;
38. Регулятор расхода;
39. Пуско-отсечной клапан;
40. Корпус подкачивающего насоса;
41. Рабочее колесо подкачивающего насоса;
42. Рессора; 43,44. Подшипник;
45. Вход насоса горючего;
46. Выход пускового клапана горючего;
47. Пусковой клапан горючего;
48. Вход насоса окислителя;
49. Выход пускового клапана окислителя;
50. Пусковой клапан окислителя;
51. Клапан горючего камеры;
52. Байпасная магистраль;
53. Пуско-отсечной клапан.
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием содержит газогенератор 1, турбонасосный агрегат 2 с турбиной 3, насосом горючего 4 и насосом окислителя 5, входные магистрали окислителя 6 и входные магистрали горючего 7, камеру 8 с соплом 9 и смесительной головкой 10. Полость 11 смесительной головки 10 соединена газоводом 12 с затурбинной полостью 13 турбонасосного агрегата 2. Сопло 9 снабжено трактом охлаждения 14. Выход 15 тракта охлаждения 14 сопла 9 с помощью последовательных коллектора 16, коллектора 17 и трубопровода 18 соединен с входом 19 подкачивающего насоса 20. Вход 21 тракта охлаждения 14 сопла 9 соединен магистралью 22 с выходом 23 тракта охлаждения 24 камеры сгорания 25 и минимального сечения 26 сопла 9. Вход 27 тракта охлаждения 24 камеры сгорания 25 соединен с выходным патрубком 28 насоса горючего 4, которое является недостающим в газогенераторе 1 компонентом, если газогенератор 1 работает с избытком окислителя. Подкачивающий насос 20 соединен с полостью 29 смесительной головки 10 своим выходом 30. Вход 19 подкачивающего насоса 20 соединен с трубопроводом 18 с коллекторами 16 и 17 после тракта охлаждения 14 сопла 9. Ротор 31 подкачивающего насоса 20 соединен с приводом 32, который как вариант, выполнен в виде ротора 33 турбонасосного агрегата 2, кинематически связанным с ротором 31 подкачивающего насоса 20. Корпус 34 турбонасосного агрегата 2, в данном случае корпус 35 насоса горючего второй ступени 36, предназначенного для подачи недостающего компонента - горючего в газогенератор 1 с помощью магистрали 37 с установленным на ней регулятором расхода 38 и пуско-отсечного клапана 39, примонтирован к корпусу 40 подкачивающего насоса 20. Ротор 31 подкачивающего насоса 20 с находящимся на нем его рабочим колесом 41 соединен с ротором 33 турбонасосного агрегата 2 с помощью рессоры 42 и размещен в корпусе 40 с помощью подшипников 43 и 44. Вход 45 насоса горючего 4 соединен с выходом 46 пускового клапана горючего 47. Вход 48 насоса окислителя 5 соединен с выходом 49 пускового клапана окислителя 50. Между выходом 30 подкачивающего насоса 20 и полостью 29 смесительной головки 10 камеры 8 установлен клапан горючего 51 камеры 8. Подкачивающий насос 20 снабжен байпасной магистралью 52 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 53.
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием на установившемся режиме работает следующим образом. По входной магистрали окислителя 6 окислитель поступает в пусковой клапан окислителя 50, через его выход 49 на вход 48 насоса окислителя 5, далее в газогенератор 1. Горючее поступает по входной магистрали горючего 7 в пусковой клапан горючего 47 через его выход 46 на вход 45 насоса горючего 4 и далее одна часть массового расхода через выходной патрубок 28 поступает на вход 27 тракта охлаждения 24 камеры сгорания 25, в том числе и минимального сечения сопла 26, где теряет основную величину располагаемого входного давления горючего даже до такой меньшей допускаемой величины, чем потребное давление продуктов сгорания в камере сгорания 1, полученную на выходе из насоса горючего 4 (на выходном патрубке 28), которая в свою очередь тоже может быть снижена, позволяющей снизить давление горючего в тракте охлаждения сопла 14, и, как результат - снижение массы конструкции корпуса сопла из двух связанных силовыми элементами оболочек. Это особенно важно при применении предлагаемого жидкостного ракетного двигателя с дожиганием для создания больших тяг в верхних ступенях ракет, характеризующихся большими давлениями продуктов сгорания в камере сгорания 25 и большими диаметрами выходных сечений сопел 9 больших степеней расширения, где доля массы сопла 9 в массе всей камеры 8 весьма значительна, если не снижать давление в тракте охлаждения сопла 14. В предлагаемом жидкостном ракетном двигателе с дожиганием обеспечивается падение давления горючего в тракте охлаждения камеры сгорания 24, а затем и в тракте охлаждения сопла 14 до требуемой величины, обеспечивающей приемлемое прочностные и массовые характеристики сопла 9, приемлемое снижение массы сопла, компенсируется подачей горючего на вход 19 подкачивающего насоса 20, где давление горючего повышается до необходимой величины в подкачивающем насосе 20, и с помощью трубопровода 18 из коллектора 17, а далее при открытом клапане горючего 51 поступает в полость 29 смесительной головки 10, обеспечивая этим приемлемое высокое давление продуктов сгорания в камере сгорания 25. Работа подкачивающего насоса 20 обеспечивается приводом 32, в общем случае привод может быть автономным, в том числе и электрическим, включая в себя и источник электрической энергии. На рисунке фиг. 3 и 4 приведен вариант использования ротора 33 турбонасосного агрегата 2 в качестве привода подкачивающего насоса 20. Для обеспечения увеличения давления горючего перед клапаном 51 (до полости 29 смесительной головки 10) во время запуска жидкостного ракетного двигателя с дожиганием часть массового расхода горючего поступает через байпасную магистраль 52 и пуско-отсечной клапан 53 минуя рабочее колесо подкачивающего насоса 41. После включения в работу подкачивающего насоса 20 разность давлений горючего на выходе 30 и входе 19 подкачивающего насоса 20 увеличивается и пуско-отсечный клапан 53 закрывается. При значительном превышении давления горючего на выходе 30 от необходимого пуско-отсечной клапан 53 открывается и перепускает часть массового расхода горючего на вход 19.
Вторая меньшая часть массового расхода горючего поступает через выходной патрубок 28 в насос горючего второй ступени 36, далее с помощью магистрали 37, регулятора расхода 38 и пуско-отсечного клапана 39 в газогенератор 1, где взаимодействуя с окислителем преобразуется в генераторный газ для приведения во вращение ротора 33 турбонасосного агрегата 2. Генераторный газ поступает в затурбинную полость 13, а с помощью газовода 12 подводится к смесительной головке 10 камеры сгорания 25 камеры 8, а более конкретно к полости 11, обеспечивая этим наряду с поступающим горючим через подкачивающий насос 20 в полость 29 приемлемое высокое давление продуктов сгорания в камере сгорания 25.
Применение предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и снижение жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, за счет снижения массы камеры при обеспечении охлаждения камеры сгорания и сопла.