Жидкостный ракетный двигатель (жрд) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата (варианты) - RU2155273C1
Код документа: RU2155273C1
Чертежи
Описание
Изобретение относится к области ракетной техники, более узко - к конструированию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
В большинстве существующих ЖРД турбинный привод насосов рабочих компонентов (окислителя и горючего) осуществляется за счет срабатывания энергии газа, получаемого в специальном агрегате - газогенераторе (ГГ). ГГ работает на основных компонентах, но в режиме неполного сгорания (так называемые восстановительные ГГ) или избытка окислителя (окислительные ГГ), чтобы обеспечить температуру, приемлемую для работы силовой турбины (обычно это 500... 700oC). Отработанный турбогаз затем либо выбрасывается наружу через специальный выхлопной патрубок (в схемах, условно называемых "открытыми", более простых и преобладавших в начале развития ЖРД), либо поступает в основную камеру сгорания, где участвует в дальнейшем рабочем процессе (такие "замкнутые" схемы более экономичны и являются основой современных ЖРД).
К настоящему времени наиболее совершенные ЖРД выполняются по "замкнутой" схеме. Освоенный на сегодня уровень давления в камере сгорания высок - до 250 кгс/см2, что обусловливает большую степень расширения газа в сопле камеры и высокий удельный импульс. Однако ценой этого является необходимость получения на выходе из насосов турбонасосного агрегата (ТНА) чрезвычайно больших давлений (до 500 кгс/см2) и создания сложных теплонапряженных узлов газогенератора и турбины (особенно из-за опасности самовозгорания наиболее напряженных элементов конструкции в окислительном турбогазе).
Основоположник советского ЖРД-строения В. П.Глушко для наиболее распространенных в практике кислород-керосиновых двигателей предложил (В.П.Глушко. Основы устройства реактивных двигателей на жидком топливе, 1 часть, Курс лекций, прочитанных в 1947-1948 гг., Издание МВТУ им. Баумана, стр. 165) идею привода турбины ТНА турбогазом от отдельного циркуляционного контура с независимым рабочим телом. Последнее нагревается и газифицируется непосредственно в тракте охлаждения камеры и после срабатывания конденсируется за счет отвода тепла основными компонентами двигателя (преимущественно жидким кислородом), а затем возвращается насосом в рубашку охлаждения, чем обеспечивается термодинамическое замыкание рабочего цикла, по существу - варианта общеизвестного паро-жидкостного цикла Ренкина ("...Более радикально и изящно решается задача повышения эффективности двигателя при использовании замкнутой системы питания турбины, обеспечивающей в то же время охлаждение двигателя. В данном случае расход вещества места не имеет, а от камеры сгорания отводится тепло на испарение и подогрев рабочего тела (теплоносителя), причем это тепло практически целиком возвращается обратно в камеру сгорания вместе с топливом, частично в виде энергии, сообщенной компонентам топлива насосами, частично в виде тепла, переданного компонентам топлива в конденсаторах...").
В. П. Глушко показано, что предлагаемый принцип весьма экономичен и позволяет радикально поднять рабочее давление в камере сгорания, тем самым обеспечивая максимум удельной тяги.
Идея непосредственного использования камерного тепла для получения турбогаза практически реализована в кислородно-водородном "безгазогенераторном" двигателе RL-10, разработанном в 60-х годах в США (его описание дано, например, в книге: Гахун Г.Г. (ред.). Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989 г., стр. 98). В этом двигателе весь расход водорода после выхода из насоса ТНА пропускается через рубашку, осуществляя надлежащее охлаждение камеры, где газифицируется и нагревается до температуры, обеспечивающей необходимую мощность силовой турбины ТНА, а с выхода из турбины поступает в камеру сгорания.
Достоинством этой схемы является сравнительная простота, прежде всего определяемая отсутствием газогенератора. Однако в данном случае из-за высокого противодавления за турбиной в условиях ограниченной теплогенерационной способности камеры достижимый уровень давления в камере невысок и применимость схемы ограничивается лишь водородным горючим.
Более универсальный безгазогенераторный принцип построения схемы ЖРД В. П.Глушко на основе отдельного замкнутого контура привода ТНА конкретизирован в патенте США 1967 г. N 3516254 (кл. F 02 K 9/02). Это техническое решение принимаем за прототип изобретения.
В этом случае, опять же на кислородно-водородном примере, введен автономный замкнутый аммиачный контур охлаждения камеры и привода силовой турбины с теплообменником-конденсатором на байпасе напорной ветви водородной магистрали и собственным циркуляционным насосом. Регулирование двигателя обеспечивается изменением расхода через упомянутый водородный байпас, а также байпасированием турбины (вопросы запуска двигателя не затронуты).
Конкретные расчеты показывают, что практическое воплощение описанной схемы осложняется трудностями энергетической увязки насосной и турбинной частей ТНА, опасностью замораживания конденсата в холодильнике, недостаточностью проработки вопросов регулирования.
Решаемая изобретением задача - расширение функциональных возможностей безгазогенераторной схемы ЖРД с замкнутым или полузамкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата.
Технический результат, который может быть получен:
- повышение агрегатов по
теплонапряженности и прочностным нагрузкам;
- снижение стоимости ЖРД за счет использования менее дорогостоящих материалов.
Сущность изобретения заключается в том, что в ЖРД на криогенных компонентах топлива, включающем камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и замкнутый контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный в выходной магистрали одного из насосов, который соединен со входом циркуляционного насоса, и регулирующий орган, установленный в этом контуре. В магистрали, соединяющей выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, запитанном из выходных магистралей насосов горючего и окислителя, при этом выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя подключен к выходной магистрали насоса окислителя за местом отбора окислителя в газогенератор из выходной магистрали насоса, а между ними в этой магистрали установлено дросселирующее устройство. Теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали насоса окислителя, в качестве которого используется жидкий кислород. На трубопроводе питания газогенератора горючим установлен регулятор расхода.
Кроме того, на валу турбины установлены насосы горючего и окислителя и циркуляционный насос замкнутого контура, при этом в качестве рабочего тела турбины используется аммиак.
Причем теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали насоса окислителя после места ввода теплоносителя с выхода теплообменника-нагревателя, а на выходе из теплообменника-конденсатора установлен регулятор расхода.
К тому же между выходом и входом циркуляционного насоса замкнутого контура подключена байпасная магистраль, которая содержит пусковой насос и обратный клапан, а в выходной магистрали циркуляционного насоса, перед местом подсоединения байпасной магистрали, также установлен обратный клапан. Привод пускового насоса является автономным, соединен с насосом через разъемную муфту и расположен на наземном пусковом устройстве ракеты.
Сущность изобретения заключается также в том, что в ЖРД на криогенных компонентах топлива, включающем камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный в выходной магистрали одного из насосов, и который через замыкающий участок контура соединен со входом циркуляционного насоса, в трубопроводе, соединяющем выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, запитанном из выходных магистралей насосов горючего и окислителя, причем теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали криогенного насоса жидкого кислорода, а в замыкающий участок контура входит насос горючего, являющийся одновременно и циркуляционным насосом, на выходе которого установлен управляемый делитель расхода, один из выходов которого соединен со смесительной головкой камеры, а другой - с трактом регенеративного охлаждения камеры, а магистраль питания газогенератора горючим содержит регулятор расхода, и между выходом насоса горючего и входом в тракт регенеративного охлаждения камеры установлена байпасная магистраль, содержащая пусковой насос, а на выходе управляемого делителя расхода, в сторону тракта регенеративного охлаждения камеры, установлен обратный клапан.
Кроме того, в контуре рабочего тела турбины, в магистрали между выходом из теплообменника-конденсатора и входом в насос горючего, последовательно установлены регулятор расхода и обратный клапан.
При этом рабочим телом турбины турбонасосного агрегата является горючее, отбираемое с выходной магистрали насоса горючего и подаваемое в тракт регенеративного охлаждения камеры.
Приводом пускового насоса является автономный привод, который соединен с указанным насосом через разъемную муфту.
Изобретение описывается на примере его конкретного осуществления со ссылками на чертежи.
На фиг. 1 представлена принципиальная схема ЖРД с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата.
На фиг. 2 представлена принципиальная схема ЖРД с полузамкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата.
ЖРД (фиг. 1) содержит камеру 1 со смесительной головкой 2 и трактом регенеративного охлаждения 3, турбонасосный агрегат 4 с насосами окислителя 5 и горючего 6. Выходные магистрали 7 и 8 насосов окислителя 5 и горючего 6 соединены со смесительной головкой 2. В схему ЖРД входит замкнутый контур 9 привода турбины 10 турбонасосного агрегата 4. В указанный контур входит последовательно соединенные между собой циркуляционный насос 11, обратный клапан 22, тракт регенеративного охлаждения 3, теплообменник-нагреватель 12, турбина 10, теплообменник-конденсатор 13, регулятор расхода 14, выход которого соединен со входом в циркуляционный насос 11. Циркуляционный насос 11 также установлен на валу турбины 10. К входной магистрали циркуляционного насоса 11 подключена емкость 15 с компонентом, питающая контур 9 привода турбины 10.
Теплоносителем теплообменника-нагревателя 12 является окислительный газ (газ с избытком окислителя), получаемый в газогенераторе 16, запитанном из выходных магистралей насосов горючего 6 и окислителя 5. На магистрали питания газогенератора горючим установлен регулятор расхода 17. Выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя 12 подключен к выходной магистрали 7 насоса окислителя 5. В этой же магистрали насоса окислителя 5 установлено дросселирующее устройство 18. Это устройство может быть различной конструкции, в частности, оно может быть выполнено в виде дроссельной шайбы. Теплообменник-конденсатор 13 установлен на выходной магистрали 7 насоса окислителя 5 после места ввода теплоносителя с выхода теплообменника.
Дроссельное устройство 18, установленное в магистрали насоса окислителя 5, необходимо для того, чтобы понизить давление окислителя в этой магистрали и обеспечить ввод горячего окислительного газа из теплообменника-нагревателя 12. Введение в схему газогенератора 16, питаемого от основных насосов горючего и окислителя, обеспечивает подогрев турбогаза в теплообменнике-нагревателе 12 и, соответственно, регулирование тяги двигателя, последующую газификацию кислорода в выходной магистрали насоса 5 до температуры не ниже 195 K, при которой не произойдет замерзание отработанного рабочего газа турбины (например, аммиака).
Для запуска ЖРД в схеме двигателя предусмотрена байпасная магистраль 19, подключенная между входом и выходом циркуляционного насоса 11. В эту магистраль входит пусковой насос 20 и обратный клапан 21. В выходной магистрали циркуляционного насоса 11, перед местом подсоединения байпасной магистрали, установлен обратный клапан 22. Привод пускового насоса 20 является автономным и соединен с ним через разъемную муфту (не показано), срабатывающую после достижения определенного режима. В качестве привода пускового насоса может быть использована, например, турбина с пиро- или пневмоприводом.
В альтернативном варианте подобный пусковой насос 23 устанавливается в жидкостной ветви замкнутого контура между теплообменником-конденсатором 13 и циркуляционным насосом 11. Этот пусковой насос вместе с приводом может быть размещен на пусковом устройстве ракеты.
Описанная выше схема двигателя с независимым замкнутым контуром привода турбины предпочтительна для пары жидкий кислород - керосин. В этом случае для заполнения рабочего контура могут быть использованы такие рабочие тела, например, как вода, метан, аммиак. Хотя недостатком воды является опасность ее замерзания в теплообменнике-конденсаторе, а мощность нагнетания метана из-за его малой плотности относительно велика. Таким образом, по совокупности свойств наиболее практичным оказывается аммиак.
Эффективность этой схемы определяется
возможностью одновременного выполнения нескольких условий:
- достаточностью тепловой энергии, получаемой в тракте регенеративного охлаждения 3 камеры 1 для привода турбины 10 (с учетом
мощности циркуляционного насоса 11);
- исключением опасности замерзания отработанного турбогаза в теплообменнике-конденсаторе 13;
- достаточностью тепловой энергии отработанного
турбогаза в конденсаторе для газификации кислорода.
Схема ЖРД, представленная на фиг. 2, может быть реализована в том случае, когда горючее по своим теплофизическим свойствам не только может быть использовано как охладитель камеры, но и превращено в турбогаз требуемой энергетической эффективности и в дальнейшем сконденсировано с помощью окислителя. Таким горючим может служить метан.
ЖРД (фиг. 2) содержит камеру 24 со смесительной головкой 25 и тракт регенеративного охлаждения 26, турбонасосный агрегат 27 с насосом окислителя 28 и горючего 29. Выходная магистраль 30 насоса окислителя 28 подключена к смесительной головке 25 камеры 24, а выходная магистраль 31 насоса горючего 29 подключена к смесительной головке 25 через управляемый делитель расхода 32.
В схему ЖРД входит полузамкнутый контур 33 привода турбины 34 турбонасосного агрегата 27. В указанный контур входят насос горючего 29, являющийся одновременно и циркуляционным насосом этого контура. Выходная магистраль 31 этого насоса соединена с управляемым делителем расхода 32 со смесительной головкой 25 и через обратный клапан 35 - трактом регенеративного охлаждения 26 камеры 24. Выход указанного тракта соединен с теплообменником-нагревателем 36 и далее с турбиной 34, которая далее по потоку соединена с теплообменником-конденсатором 37. Выход из теплообменника-конденсатора соединен со входом в насос горючего 29 через регулятор расхода 38 и обратный клапан 39. Таким образом регулятор расхода 38, обратный клапан 39, насос горючего 29 (циркуляционный насос контура), управляемый делитель расхода 32 и обратный клапан 35 образуют замыкающий участок контура привода турбины 34.
Теплоносителем теплообменника-нагревателя 36 является окислительный газ (газ с избытком окислителя), получаемый в газогенераторе 40, запитанном из выходных магистралей 30 и 31 насосов горючего 29 и окислителя 28. В магистрали питания газогенератора горючим 41 установлен регулятор соотношения компонентов 42. Выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя 36 соединен с выходной магистралью 30 насоса окислителя. Теплообменник-конденсатор 37 установлен на выходной магистрали 30 насоса окислителя между местом отбора окислителя в магистраль питания 43 газогенератора 40 и местом ввода теплоносителя с выхода из теплообменника-нагревателя в выходную магистраль насоса-окислителя 28.
Для запуска ЖРД в этой схеме двигателя предусмотрен пусковой насос 44, вход которого соединен с выходом насоса горючего 29, а выход соединен с входом тракта регенеративного охлаждения 26. Привод пускового насоса является автономным и соединен с ним через разъемную муфту, срабатывающую после достижения определенного режима.
Работа двигателя
Запуск двигателя, заполненного по схемам (фиг. 1 и 2), начинается с открытия пускоотсечных клапанов, установленных во входных
магистралях насосов горючего 5 (28) и окислителя 6 (29) (не показаны) и поступления компонентов в камеру 1 (24) самотеком (под давлением наддува баков) с их последующим воспламенением (не
показано).
Для обеспечения циркуляции охладителя (компонента контура привода турбины турбонасосного агрегата) камеры как с целью надежного теплоотвода, так и для получения турбогаза на начальной стадии запуска двигателя для постепенной раскрутки турбонасосного агрегата 4 (27), приводят во вращение пусковой насос 20 (44) с помощью привода (не показан). В качестве привода пускового насоса используется турбина с пиро- или пневмоприводом (не показана). При этом обратный клапан 21 открывается, а обратный клапан 22 закрывается (фиг. 1). Обратный клапан 35 закрывается, а обратный клапан 39 открывается (фиг. 2). Одновременно компоненты топлива из насосов 5 и 6 (28 и 29) поступают в газогенератор 16 (40), где они воспламеняются. Газ с выхода из газогенератора 16 (40) поступает в теплообменник-нагреватель 22 (36). Рабочее тело замкнутого контура 9 (33), проходя по тракту регенеративного охлаждения 3 (26) камеры газифицируется, приобретая при этом достаточно высокую тепловую энергию, а затем поступает в теплообменник-нагреватель 12 (36), в котором газообразное рабочее тело турбины приобретает дополнительную тепловую энергию. После чего оно поступает на вход турбины 10 (34) привода ТНА 4 (27). Регулирование тепловой энергии газообразного тела турбины осуществляется с помощью регулятора соотношения компонентов 16 (42). Отработанное после турбины 10 рабочее тело через регулятор расхода 14 поступает в теплообменник-конденсатор 13, где он конденсируется, а затем поступает на вход циркуляционного насоса.
В течение этого времени работы двигателя происходит постепенное раскручивание турбины. По мере роста оборотов (давления) за насосами окислителя и горючего происходит отключение пускового насоса 20 (44), закрытие обратных клапанов 21 и открытие обратных клапанов 22 (35). Отключение пускового насоса осуществляется через разъемную муфту. При этом контур привода турбины ТНА начинает работать от циркуляционного насоса 11 (фиг. 1) и насос горючего 29 (фиг. 2).
Регулирование тяги двигателя на номинальном режиме обеспечивается управлением расходом горючего с помощью регулятора соотношения компонентов 16 (42) - изменением температуры турбогаза.
Управляя регулятором расхода 14 (38) в жидкостной магистрали контура привода турбины ТНА, можно также регулировать тягу двигателя.
Промышленная применяемость
Изобретение предназначено для использования в ракетной технике для ЖРД на криогенных компонентах топлива и имеющих контур привода турбины ТНА. В настоящее время
ведутся проектные работы по созданию ЖРД, использующего такие компоненты топлива, как керосин и жидкий кислород.
Реферат
Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к ЖРД на криогенных топливах. ЖРД включает камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат (ТНА) с насосами окислителя (жидкий кислород) и горючего (углеводородное горючее), выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и замкнутый контур привода турбины ТНА, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения, теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, питаемый от выходных магистралей насосов окислителя и горючего, при этом теплоноситель с выхода указанного теплообменника-нагревателя вводится в выходную магистраль насоса окислителя, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный на выходной магистрали насоса окислителя, при этом выход из теплообменника-конденсатора соединен через регулятор расхода со входом в циркуляционный насос. Регулирование двигателя осуществляется с помощью регулятора соотношения компонентов, установленного на магистрали питания горючим газогенератора. Вариант выполнения схемы ЖРД отличается от предыдущего тем, что в контур привода турбины ТНА входит насос горючего, который одновременно выполняет функции и циркуляционного насоса. Кроме того, выход из насоса горючего соединен через управляемый делитель расхода со смесительной головкой камеры и с трактом регенеративного охлаждения камеры. В схемы указанных двигателей входят системы запуска, которые включают пусковой насос, подключенный параллельно к циркуляционному насосу. Насос через разъемную муфту соединен с автономным приводом. После запуска двигателя пусковой насос отключается. Использование ЖРД позволяет повысить его надежность за счет достижения более оптимальных характеристик по теплонапряженности и прочностным характеристикам и снизить его стоимость за счет использования менее дорогостоящих материалов. 2 с. и 12 з.п.ф-лы, 2 ил.
