ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на компонентах ракетного топлива: окислителе и горючем.
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. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.
Недостатком 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. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.
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 неприемлема, 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 (прототип), который содержит камеру, 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. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.
Основной элемент выходного устройства реактивного двигателя и двигателя с комбинированной тягой - это реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газа, выходящего из турбины или форсажной камеры газотурбинного двигателя или из камеры сгорания (или другого устройства для подогрева рабочего тела) ракетного двигателя, сопровождаемое увеличением его скорости и кинетической энергии. Расширение газа в сопле реактивном происходит до давления окружающей среды на расчетном режиме сопла и до давления, отличного от давления окружающей среды, на нерасчетных режимах сопла. Скорость истечения газа из реактивного сопла воздушно-реактивного двигателя на расчетном режиме сопла определяет при данной скорости полета величину удельной тяги двигателя. Скорость истечения газа из реактивного сопла ракетного двигателя на расчетном режиме сопла определяет величину удельной тяги двигателя независимо от скорости полета. Скорость истечения газа из реактивного сопла современных реактивных двигателей в земных статических условиях доходит до 1000 м/с и более у воздушно-реактивных двигателей и до 3000 м/с и более у ракетных двигателей. Различают регулируемое и нерегулируемое реактивное сопло. Регулируемое сопло снабжается устройством для изменения его сечения при работе двигателя. В дозвуковом сужающемся сопле регулирование состоит, как правило, в изменении площади выходного сечения сопла. В сверхзвуковом сопле регулированию подвергаются как площадь критического сечения, так и площадь выходного сечения сопла. Регулируемое сопло применяется в турбореактивных двигателях с форсажной камерой, а также в некоторых других газотурбинных, воздушно-реактивных и ракетных двигателях. Сопло ракетного двигателя называется также соплом камеры двигателя или просто соплом и его регулирование практически не применяется из-за очень высокой температуры истечения продуктов сгорания.
Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий две установленные на раме камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, один турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный под основной турбиной, отличается тем, что концентрично реактивным соплам установлены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла и имеющие возможность перемещаться вдоль продольной оси камер сгорания при помощи привода. Сопловые насадки выполнены из углерод-углеродного композиционного материала. Сопловые насадки выполнены охлаждаемыми и содержат рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего. Привод содержит один или не менее двух исполнительных механизмов. Исполнительные механизмы (если их два или более) могут быть размещены равномерно по окружности вокруг сопел. Исполнительные механизмы могут быть закреплены на раме. Исполнительные механизмы могут быть закреплены на камере сгорания. Исполнительные механизмы могут быть соединены механизмом синхронизации. В качестве исполнительного механизма применен электрический двигатель. В качестве исполнительного механизма применен пневмоцилиндр. В качестве исполнительного механизма примен гидроцилиндр.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
на фиг.1 приведена конструкция ЖРД,
на фиг.2 приведен вид В,
на фиг.3 приведен разрез по А-А,
на фиг.4 приведен разрез по Б-Б,
на фиг.5 приведен вид Б для сопловой насадки, выполненной из углерод-углеродного композиционного материала,
на фиг.6 приведен вид Б для сопловой насадки, выполненной охлаждаемой.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…6) содержит раму 1, две камеры сгорания 2 с реактивными соплами 3 и один турбонасосный агрегат 4. Турбонасосный агрегат 4, в свою очередь, содержит насос окислителя 5, насос горючего 6, дополнительный насос горючего 7 и основную турбину 8, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 4. Газогенератор 9 установлен под основной турбиной 8 соосно с турбонасосным агрегатом 4. Камера сгорания 2 содержит реактивное сопло 3, выполненное из двух оболочек 10 и 11 с зазором «Г» между ними, и головку 12 камеры сгорания 2. Внутри головки 12 камеры сгорания 2 установлены форсунки окислителя и горючего (не показано).
Двигатель содержит две сопловые насадки 13, выполненные по профилю как продолжение сопла 3 и имеющие возможность перемещения вдоль оси камеры сгорания 2 при помощи привода 14. Привод 14 может содержать один или несколько исполнительных механизмов 15. Предпочтительно (фиг.2) применить два исполнительных механизма 15, установленных симметрично по оси камер сгорания 2 между ними, или три, установленных по окружности (фиг.2), и соединить их механизмом синхронизации. Этот механизм может быть выполнен электрическим, или гидравлическим, или механическим (конструкция этого механизма не показана). Вдоль оси симметрии двигателя целесообразно установить направляющий цилиндр 16 с ограничителем хода 17 и демпфером 18 в нижней части (фиг.2).
Между сопловой насадкой 13 и соплом 3 установлено коническое высокотемпературное уплотнение 19.
Исполнительные механизмы могут быть, например, выполнены в виде пневмоцилиндров 20, имеющих штоки 21, соединенные с нижней силовой плитой 22. На нижней силовой плите 22 установлены и жестко закреплены на ней две сопловые насадки 13. Сами пневмоцилиндры 20 соединены с верхней силовой плитой 23. Пневмоцилиндры 20 трубопроводами 24 через клапана 25 соединены с баллоном сжатого газа 26. Вместо пневмоцилиндров возможно применение гидроцилиндров. В силовых плитах 22 и 23 для облегчения выполнены отверстия «Д».
Выход из насоса горючего 6 трубопроводом 27, содержащим клапан горючего 28, соединен с коллектором горючего 29, а выход из насоса окислителя 5 трубопроводом 30 соединен со входом газогенератора 9. Выход из дополнительного насоса 7 трубопроводом 31 соединен также со входом газогенератора 9.
На фиг.5 и 6 приведена конструкция стыка сопловой насадки 13 и сопла 3, при этом на фиг.5 приведена сопловая насадка 13, выполненная из графито-графитового композиционного материала, только верхнее кольцо 32 выполнено металлическим и может быть совмещено с нижней силовой плитой 22. Стыковка сопловой насадки 13 с нижней частью сопла 3 выполнена для обеспечения герметичности по конической поверхности конического высокотемпературного уплотнения 19, выполненного, например, из металлорезины. На фиг.6 приведена охлаждаемая сопловая насадка, которая содержит рубашку охлаждения, образованную зазором «Г», которая соединена гибкими трубопроводами 33 и 34 соответственно с выходом из насоса горючего 6 и с коллектором горючего 29. ЖРД содержит блок управления 35, который электрическими связями 36 содинен с приводом 14 и клапаном 28.
При запуске ЖРД с блока управления 35 подается сигнал на запуск двигателя (Средства воспламенения компонентов ракетного топлива в камерах сгорания и в газогенераторе на фиг.1…6 не показаны). Основная турбина 8 раскручивает ротор ТНА 4. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 5, насоса горючего 6 и дополнительного насоса горючего 7 возрастает. Окислитель и горючее поступают в камеры сгорания 2 и газогенератор 9. Двигатель запустился. После набора ракетой высоты блок управления 35 по электрическим связям 36 подает сигнал на исполнительные механизмы 15, которые перемещают сопловые насадки 13 в крайне нижнее положение. Длина сопла и степень расширения продуктов сгорания в нем увеличивается. Ограничитель хода 17 предотвращает чрезмерное выдвижение сопел 3, а демпфер 18 уменьшает ударные нагрузки на сопла 3 при выдвижении сопловых насадок 13 в крайне нижнее положение. Конические высокотемпературные уплотнения 19 предотвращают утечку горячих продуктов сгорания в зазоры между соплами 3 и сопловыми насадками 13. Продукты сгорания, вытекающие из сопла, дополнительно расширяются в сопловых насадках 13 до давления окружающей среды, создавая дополнительную силу тяги (до 10…15%) от номинальной силы тяги ЖРД без увеличения расхода топлива. Это приводит к улучшению удельных характеристик ЖРД на больших высотах.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить высокие технические характеристики ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.
2. Обеспечить надежную работу сопловой насадки при высоких температурах.
3. Исключить перекос и ударные нагрузки при выдвижении сопловых насадков в нижнее положение.
4. Обеспечить герметичность стыков сопловых насадков с соплами.