ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Полезная модель относится к области космической техники, в частности к высокоэффективным глубокорегулируемым гибридным ракетным двигателям (ГРД). Предлагаемый гибридный ракетный двигатель может быть использован при создании ракетного двигателя в конструкции с летательным аппаратом.
Известна схема гибридного ракетного двигателя с подачей жидкого компонента в головку и предсопловой объем камеры (Ракетные двигатели на комбинированном топливе / Е.В. Волков, Г.Ю. Мазинг, Ю.Н. Шишкин, из-во «Машиностроение» Москва, 1973 г., стр.19, 122, 153), содержащий зарядную камеру, с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива с осевым каналом, камеру дожигания (КД), организованную в объеме между торцом заряда твердого топлива и задним днищем корпуса камеры, форсуночной головкой, встроенной в переднее днище и расположенной в передней полости канала твердого компонента топлива, внешнюю магистраль перепуска, подающая часть жидкого компонента в камеру дожигания по периферии. Организация перепуска части жидкого компонента позволяет поддерживать суммарный расход продуктов сгорания и расход газификации твердого топлива на постоянном уровне в силу зависимости скорости газификации от расхода жидкого компонента в канал заряда.
Недостатком данной схемы является повышенный объем предсоплового объема, куда происходит распыление перепускаемого жидкого компонента, рассчитываемый исходя из требования к полноте сгорания компонентов топлива, эффективности протекающих химических и физических процессов в предсопловом объеме (распыление жидкого компонента, испарение, смешение, протекание реакций горения), отсутствие элементов обратной связи, сигнализирующих об остаточном уровне выгорающего твердого компонента топлива.
Известен гибридный ракетный двигатель (Гибридные ракетные двигатели / Л.Г. Головков. Военное издательство министерства обороны СССР, Москва, 1976 г., стр.75), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, с осевым каналом и струйной форсункой, расположенной в полости между передним днищем камеры и зарядом твердого компонента топлива, камеру дожигания с поясом форсунок для подачи части перепускаемого компонента, конструктивно выполненную отдельной камерой, магистраль подачи жидкого компонента топлива связана с форсункой и поясом форсунок, расположенных по периметру камеры дожигания, сопло. В данном двигателе часть компонента топлива по магистрали подачи поступает к форсунке двигателя, через которую в распыленном состоянии впрыскивается в осевой канал заряда твердого компонента топлива и вступает в реакцию горения с горючим. Образующиеся в результате реакции горения газообразные и конденсированные продукты сгорания поступают в камеру дожигания, в которую через пояс форсунок, расположенных на периферии камеры дожигания, в корпусе двигателя, подается другая, перераспределенная часть жидкого компонента, такое перераспределение, т.е. изменение соотношения между расходами жидкого компонента топлива в канал заряда и в камеру дожигания, является необходимым условием поддержания постоянным расхода и второго (твердого) компонента топлива. Далее реакция горения завершается, после чего продукты сгорания выбрасываются через сопло, создавая ракетную тягу.
Недостатком данной схемы является наличие отдельной конструктивно выполненной камеры дожигания для распыления перераспределенного жидкого компонента, рассчитываемой исходя из требования к полноте сгорания компонентов топлива, эффективности протекающих химических и физических процессов в предсопловом объеме (распыление жидкого компонента, испарение, смешение, протекание реакций горения), относительная сложность стыковки камеры дожигания и камеры, в которой располагается заряд твердого компонента топлива, связанная с обеспечением герметичности и прочности в месте стыковки.
Известен гибридный ракетный двигатель (Процессы в гибридных ракетных двигателях / А.М. Губертов, В.В. Миронов, Р.Г. Голлендер и др.; под ред. А.С. Коротеева. - М.: Наука, 2008. - стр.229, 275) Гибридные ракетные двигатели. Военное издательство министерства обороны СССР, Москва, 1976 г.), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива с осевым каналом, камеру дожигания, организованную в объеме между торцом заряда твердого топлива и задним днищем корпуса камеры, форсуночной головкой, встроенной в переднее днище и расположенной в передней полости канала твердого компонента топлива, магистраль перепуска части жидкого компонента в камеру дожигания, пояс форсунок, встроенный в области камеры дожигания для организации перепуска части жидкого компонента.
Недостатком данной конструкции является относительно повышенный объем камеры дожигания, в котором происходит распыление жидкого перепускаемого компонента топлива, рассчитываемый исходя из требования к полноте сгорания компонентов топлива, эффективности протекания химических и физических процессов в предсопловом объеме (распыление жидкого компонента, испарение, смешение, протекание реакций).
Известен гибридный ракетный двигатель (патент на изобретение RU №2338083 C1, F02K 9/72 заяв. 06.03.2007, опубл. 10.11.2008 Бюл. №31), содержащий бак с жидким компонентом, турбонасосную систему подачи жидкого компонента, отборник-газогенератор соединенный газоводом с камерой дожигания и турбиной, элементы гидроавтоматики, а также криогенный теплообменник связанный газовой связью со вспомогательными двигателя.
Указанный двигатель имеет ряд недостатков:
- сложная конструкция отборника-газогенератора, в силу возложенной на него функции отбора газа из камеры гибридного ракетного двигателя, смешения его с распыляемым жидким компонентом и генерации газа для работы турбины;
- невозможность осуществления глубокого регулирования тяги, в силу сообщения предсоплового объема с полостью отборника-газогенератора, и отсутствия возможности регулирования расхода газа, поступающего из предсоплового объема в отборник-газогенератор;
- отсутствие элементов обратной связи, сигнализирующих об остаточном уровне выгорающего твердого компонента топлива;
- большая инертность двигателя, в силу наличия турбонасосной системы вытеснения топлива и отборника-газогенератора, зависящего от процессов, происходящих в камере гибридного ракетного двигателя;
- сложная конструкция двигательной установки, связанная с большими затратами на отработку турбонасосной системы подачи.
Наиболее близким из известных технических решений является гибридный ракетный двигатель (патент RU 96096 U1, B64G 1/00, заяв. 25.09.2009, опубл. 20.07.2010), используемый в конструкции ракеты-носителя модульного типа, содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива с профилированным каналом, форсуночную головку, вытеснительную систему подачи жидкого компонента топлива, включающую магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементами управления и контроля параметров, а также систему воспламенения.
Указанный прототип имеет ряд недостатков:
- отсутствие специально выделенного объема под камеру дожигания с подачей второго компонента, предназначенной для окончательного протекания химических реакций;
- невозможность поддержания энергетических характеристик на высоком уровне на режиме глубокого регулирования тяги, в силу невозможности осуществления перераспределения подаваемого компонента топлива между каналами твердого компонента топлива камеры сгорания (далее КС) и предсопловым объемом - камерой дожигания.
Технической задачей предлагаемого технического решения является повышение энергетических характеристик гибридного ракетного двигателя как на номинальном режиме работы двигательной установке, так и на режиме глубокого регулирования тяги, снижение предсоплового объема, выделенного под камеру дожигания, увеличение времени работы, а также повышение коэффициента заполнения топливом камеры двигателя.
Технический результат достигается тем, что гибридный ракетный двигатель, содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнены сквозные профилированные каналы, форсуночную головку, камеру сгорания, камеру дожигания, организованную в предсопловом объеме за зарядом твердого компонента топлива, каналы которого сообщаются с полостью камеры дожигания, вытеснительную систему подачи жидкого компонента топлива, включающую магистраль подачи жидкого компонента топлива, баки с газом наддува, бак с жидким компонентом топлива, элементы управления и контроля параметров системы вытеснения жидкого компонента топлива, выходящий газовод из камеры сгорания с двигателем закрутки, согласно полезной модели дополнительно содержит систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи с узлом разделения на магистраль подачи жидкого компонента топлива в камеру сгорания, сообщающуюся с полостью форсуночной головки камеры сгорания, расположенной в переднем днище двигателя и снабженную регулятором расхода подаваемого жидкого компонента в камеру сгорания, и магистраль перепуска жидкого компонента топлива, сообщающуюся с полостью камеры дожигания через элементы подачи газифицированного компонента и снабженную регулятором расхода жидкого компонента подаваемого в направлении камеры дожигания и агрегата преобразования жидкого компонента топлива в газообразную фазу, представляющего собой газогенератор или теплообменный аппарат.
Предлагаемое техническое решение позволяет повысить энергетические характеристики гибридного двигателя, как на номинальном режиме, так и на режиме глубокого регулирования тяги, за счет перераспределения части подаваемого компонента между каналом заряда и камерой дожигания, превращения перераспределенного жидкого компонента в газообразное состояние и подачи в камеру дожигания; снизить предсопловой объем, выделенный под камеру дожигания, предназначенную для завершения химических реакций, за счет организации протекания реакции между газовой смесью и газом, а именно продуктами газификации твердого компонента топлива и газифицированным компонентом, поступающим по магистрали перераспределения жидкого компонента топлива; увеличить время работы двигательной установки и коэффициент заполнения камеры гибридного ракетного двигателя, за счет заполнения твердым компонентом топлива освободившегося объема камеры дожигания из-за уменьшения предсоплового объема в силу подачи перераспределенного компонента в газовой фазе.
Агрегат преобразования перераспределенного жидкого компонента в газообразное состояние, позволяет газифицировать соответствующий перераспределенный жидкий компонент топлива, подача которого в газообразной фазе влияет на эффективность протекания процессов в камере дожигания, т.е. на эффективность смешения компонентов и на быстроту протекания реакции в силу протекания реакции между компонентами поступающих сразу в газовой фазе; также влияет на уменьшение требуемого объема камеры дожигания, рассчитываемого, исходя из полноты сгорания топливной смеси, и представляет собой либо газогенератор, основанный на каталитическом разложении, либо теплообменный аппарат, использующий тепло от газовода, направляющего горячий газ из предсоплового объема камеры гибридного ракетного двигателя в двигатель закрутки.
Элементы конструкции, через которые происходит поступление перераспределенного газифицированного компонента в предсопловой объем камеры дожигания, представляют собой либо газоструйные форсунки, либо кольцевую щель.
Техническое решение иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 изображена принципиальная схема двигательной установки, включающая ГРД и вытеснительную систему подачи жидкого компонента топлива с магистралью подачи жидкого компонента топлива с установленным газогенератором на магистрали перепуска жидкого компонента топлива для газификации перепускаемого компонента, на фиг.2 изображена принципиальная схема двигательной установки, включающая ГРД и вытеснительную систему подачи жидкого компонента топлива с магистралью подачи жидкого компонента топлива с установленным теплообменным аппаратом на магистрали перепуска жидкого компонента топлива для газификации перепускаемого компонента.
Гибридный ракетный двигатель (фиг.1, 2) содержит зарядную камеру, состоящую из камеры сгорания 1 и камеры дожигания 2, организованную между зарядом твердого топлива 3 и задним днищем 4, сопловой блок 5, форсуночную головку камеры сгорания 6, встроенную в переднее днище 7, систему замера расхода твердого и жидкого компонентов топлива 8 и 9, бака жидкого компонента топлива 10, баки с компонентов для системы наддува 11, бак с компонентом для системы зажигания 12, распределительный узел 13, основную магистраль подачи жидкого компонента топлива 14, магистраль подачи жидкого компонента топлива в камеру сгорания 15, магистраль перепуска жидкого компонента топлива 16, усилительно-преобразовательное устройство 17, счетно-решающее устройство 18, регулятор расхода подаваемого жидкого компонента в камеру сгорания 19, регулятор расхода подаваемого жидкого компонента в камеру дожигания 20, теплообменный аппарат системы наддува 21, газогенератор перепускаемого жидкого компонента 22 (фиг.1), кольцевую щель для подачи газифицированного компонента 23 (фиг.1), теплообменный аппарат для газификации перепускаемого жидкого компонента топлива 24 (фиг.2), газоструйные форсунки для подачи газифицированного компонента 25 (фиг.2), предохранительный клапан 26, сигнализаторы давления газа наддува, жидкого компонента, воспламенительной смеси 27, 28, 29, заправочную арматура 30, 31 редуктор давления газа наддува 32, двигатель закрутки 33, пускоотсечной клапан жидкого компонента, воспламенительной смеси, газа наддува 34,35,36, воспламенитель 37, редуктор давления воспламенительной смеси 38.
Гибридный ракетный двигатель (фиг.1,2) работает следующим образом:
В конструкции двигательной установки с ГРД (фиг.1, 2) используется вытеснительная система подачи жидкого компонента топлива из бака 10 сжатым газом системы наддува с помощью управляемого газового редуктора 32 и теплообменника 21. По команде на запуск двигателя подается команда на пускоотсечной клапан 35 системы воспламенения для подачи воспламенительной смеси в камеру сгорания. Воспламенительная смесь проходит через газовый редуктор 38, настроенный на номинальное давление и попадает в камеру сгорания, где ее воспламеняет запальное устройство 37, начинается процесс горения смеси, продукты сгорания которой прогревают поверхность твердого заряда 3 до начала газификации. Одновременно с этим подается команда системе наддува и сжатый газ из бака наддува 11 через редуктор 32 и теплообменник 21 поступает в бак с жидким компонентом топлива 10. Редуктор 32 настраивается по сигналу от системы управления (на фиг. не показана) и создает номинальное давление наддува в баке 10. Расход жидкого компонента топлива, подаваемого в камеру сгорания, обеспечивается регулятором 19, имеющим обратную связь с газовым редуктором 32, а расход жидкого компонента топлива перепускаемого в направлении камеры дожигания и поступающий в газогенератор 22 (фиг.1) или теплообменный аппарат 24 (фиг.2) обеспечивается регулятором 20. Регуляторы 19, 20 создают номинальные расходы жидкого компонента топлива в магистралях 15, 16, соответствующий требуемому уровню тяги. При подачи жидкого компонента топлива из бака, подаваемый компонент проходит распределительный узел 13 и разделяется в соответствии с зависимостью закона газификации твердого компонента топлива от плотности тока окислителя в канале твердого топлива, часть компонента движется по магистрали в направлении камеры сгорания 15, а часть компонента движется по магистрали перепуска жидкого компонента в направлении камеры дожигания 16, проходя через газогенератор 22 (фиг.1) или теплообменный аппарат 24 (фиг.2). После распыления жидкого компонента в объеме камеры сгорания происходит воспламенение основной газовой смеси, истекающие продукты сгорания которой движутся по внутренним каналам заряда по направлению к камере дожигания 2, в которую поступает перераспределенная часть газифицированного компонента из кольцевой щели (фиг.1) или газоструйных форсунок (фиг.2). С небольшой задержкой подается команда на пускоотсечной клапан системы воспламенения для прекращения подачи воспламеняющей смеси. Двигатель выходит на номинальный режим.
СЕЧ
1
СЕЧ
Г
Г
Г
Каналы заряда, расположенного в камере сгорания, разгораются по внутренней поверхности, что приводит к изменению площади поперечного сечения канала S, это влияет на изменение плотности тока окислителя (соотношения расхода жидкого компонента G и площади проходного сечения внутреннего разгорающего канала S), что в свою очередь влияет на изменение расхода газифицированного горючего G в силу зависимости G от плотности тока окислителя. Системы замера твердого и жидкого компонентов топлива 8 и 9 соответственно, замеряют изменяющийся разгар канала и уровень жидкого компонента топлива, передают информацию в усилительно-преобразовательное звено 17, откуда обработанная информация поступает в счетно-решающее устройство 18, которое выдает команду исполнительным органам 19 и 20 на перераспределение расходов G1 и G2 жидкого компонента топлива, для поддержания требуемого расхода G соответствующий заданной тяги P.
Г
Г
Г
1
2
2
Таким образом, поддерживаются энергетические характеристики двигателя на высоком уровне при изменении площади газификации S как при постоянном расходе G, так и при переменном G, за счет поддержания внутрибаллистических параметров на оптимальном уровне путем перераспределения расходом G, G в оптимальном соотношении и газификации части перераспределяемого компонента G перед подачей в камеру дожигания.
С помощью предлагаемого гибридного ракетного двигателя решена поставленная задача по повышению энергетических характеристик гибридного двигателя, как на номинальном режиме, так и на режиме глубокого регулирования тяги, за счет перераспределения части подаваемого компонента между каналом заряда и камерой дожигания, превращения перераспределенного жидкого компонента в газообразное состояние и подачи в камеру дожигания; по снижению предсоплового объема, выделенного под камеру дожигания предназначенной для завершения химических реакций, за счет организации протекания реакции между газовой смесью и газом, а именно продуктами газификации твердого компонента топлива и газифицированным компонентом, поступающим по магистрали перераспределения жидкого компонента топлива; по увеличению времени работы двигательной установки и коэффициента заполнения камеры гибридного ракетного двигателя, за счет заполнения твердым компонентом топлива освободившегося объема камеры дожигания из-за уменьшения предсоплового объема в силу подачи перераспределенного компонента в газовой фазе.