Жидкостная ракетная двигательная установка - RU2136935C1

Чертежи

Описание

Жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ) относится к ракетно-космической технике и предназначена, преимущественно, для многоразовых одноступенчатых ракет-носителей (РН) на кислородно-водородном топливе.

Конкурентоспособность современных РН определяется, в основном, стоимостью выведения полезного груза (ПГ) на заданную орбиту. Стоимость выведения складывается из стоимости эксплуатации РН и компенсации потерь ПГ из-за их аварий. Радикально решают проблему снижения стоимости эксплуатации многоразовые транспортные космические системы (ТКС). Первые частично многоразовые ТКС "Спейс-Шаттл" (1) и "Буран" (2) не дали ожидаемых результатов снижения стоимости выведения. Объясняется это, во многом, попыткой решения новых задач старыми методами, когда для обоих проектов были выбраны предельно напряженные ЖРД (давление в камере сгорания более 200 кГ/см²), выполненные по замкнутой схеме с дожиганием. При такой схеме давление компонентов топлива за насосами в 2-3 раза превышает камерное. В итоге, ресурс двигателей "Шаттла" ограничился 3 полетами вместо прогнозируемых 55 полетов. Отечественные ЖРД обеспечили лишь одноразовое применение. Таким образом, реализация многоразовости вступает в противоречие со сложившейся практикой повышения эффективности средств выведения за счет максимального форсирования режимов ЖРД. Рассматривая вторую составляющую стоимости выведения, следует отметить, что компенсация потерь ПГ в условиях современной его стоимости (до 200000 долл/кг) приобретает определяющее значение. Существующее поколение средств выведения практически исчерпало возможности повышения надежности РН. К нереализованным пока мерам повышения надежности РН относятся резервирование агрегатов двигателей и переход на одноступенчатые ТКС, исключающие разделение ступеней и запуск двигателей на траектории выведения. Реализация таких решений требует существенного повышения удельного импульса двигателей, что при современных методах его достижения так же вступает в противоречие с требованиями многоразовости. Выход представляется в создании ДУ нового поколения, обеспечивающих высокий удельный импульс при менее напряженных параметрах. В первую очередь привлекает возможность использования энергетики внешней среды.

Попыткой разработки ТКС с комбинированной ДУ нового поколения, использующей атмосферный воздух, явился американский проект одноступенчатого аппарата самолетного типа NASP (3). Программа создания такого аппарата, объявленная в конце 80-х годов национальной задачей США, зашла в тупик из-за ее чрезмерного риска и стоимости при современном уровне техники даже для американской экономики. Последующие отечественные (4) и зарубежные (5, 6) исследования показали, что при современном уровне техники единственным приемлемым по стоимости и степени риска видом ДУ многоразовых одноступенчатых ТКС являются кислородно-водородные ЖРД с соплом внешнего расширения в виде центрального тела. Обеспечивая высокий удельный импульс при менее напряженных параметрах, такие двигатели обладают высоким ресурсом многократного применения и возможностью резервирования своих агрегатов
В настоящее время в США по программе RLV создается одноступенчатая ТКС "Венчур Стар" вертикального старта и горизонтальной посадки с указанным двигателем (6). Прогнозируется снижение стоимости выведения ПГ этой ТКС в 5-10 раз при надежности не менее 98%. Основные принципы такой конструкции планируется подтвердить при летных испытаниях крупномасштабной модели этой ТКС аппарата Х-33 (масштаб 0,53) в 1999 г. Особенность ТКС "Венчур Стар", заключающаяся в его горизонтальной посадке, наложила жесткие ограничения на габариты ДУ, что заставило выполнить ее двигатель линейным с центральным телом в виде значительно усеченного клина. Уменьшение степени расширения и длины центрального тела практически исключило использование атмосферного воздуха и ограничило удельный импульс двигателя.

В работе (4) представлен проект одноступенчатой ТКС вертикальной посадки с ЖРДУ, свободной от этих недостатков и принятой за прототип предлагаемого изобретения. Повышение удельного импульса достигается в ней за счет большей степени расширения центрального тела и дожигания завесы охлаждения камер сгорания в воздушном потоке. ЖРДУ включает баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания с рубашкой охлаждения, размещенные под обтекателями по периферии силовой кольцевой рамы, сопло внешнего расширения в виде усеченного центрального тела с рубашкой охлаждения и автономные турбонасосные агрегаты (ТНА) окислителя и горючего.

К недостаткам этой ЖРДУ относится возрастание массы конструкции за счет больших габаритов центрального тела. Причем для одноступенчатой ТКС это ведет к такой же по величине потере массы ПГ.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы конструкции ЖРДУ. Достигается эта задача тем, что в ЖРДУ, включающей баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания с рубашкой охлаждения, размещенные под обтекателями по периферии силовой кольцевой рамы, сопло внешнего расширения в виде усеченного центрального тела с рубашкой охлаждения и автономные турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, центральное тело является нижним днищем одного из баков, ТНА компонента топлива этого бака установлены на срезе центрального тела с расположением насосов внутри бака, а ТНА второго компонента топлива размещены по периферии силовой кольцевой рамы. Другой задачей изобретения является повышение надежности и ресурса двигателя за счет комбинированной открыто-замкнутой системы подачи компонентов топлива. Решается эта задача тем, что в ЖРДУ по п.1 привод турбин ТНА, установленных на срезе центрального тела, выполнен газогенераторным по открытой схеме, а привод турбин ТНА второго компонента топлива выполнен по замкнутой безгенераторной схеме, при этом рубашка охлаждения центрального тела соединена с рубашками охлаждения камер сгорания, а последние рубашки охлаждения сообщены с полостью турбин.

Изобретение поясняется чертежами на примере кислородно-водородной ЖРДУ:
Фиг. 1 - компоновочная схема ЖРДУ;
Фиг. 2 - схема привода ТНА водорода;
Фиг. 3 - схема привода ТНА кислорода;
Фиг. 4 - Таблица.

На чертежах представлены: 1 - бак водорода; 2 - баки кислорода; 3 - кольцевой коллектор кислорода; 4 - силовая кольцевая рама; 5 - ТНА окислителя; 6 - модульные камеры сгорания; 7 - центральное тело; 8 - рубашка охлаждения центрального тела; 9 - распределительный коллектор водорода; 10 - напорный коллектор водорода; 11 - срез центрального тела; 12 - ТНА водорода; 13 - газогенератор; 14 - сопловые насадки; 15 - турбины ТНА водорода; 16 - насосы водорода; 17 - обтекатели камер сгорания; 18 - силовые корсеты баков кислорода; 19 - полезный груз; 20 - напорные трубопроводы водорода; 21 - отсечные клапаны водорода; 22 - выхлопные патрубки турбин; 23 - регуляторы тяги; 24 - патрубки водорода; 25 - отсечные клапаны водорода газогенераторов; 26 - теплоизоляция; 27 - корпусы насосов водорода; 28 - разделительный клапан водорода; 29 - разделительные клапана кислорода; 30 - насосы кислорода; 31 - турбины ТНА кислорода; 32 - регуляторы соотношения компонентов; 33 - рубашки охлаждения камер сгорания; 34 - напорные коллекторы камер сгорания; 35 - силовая рама центрального тела; 36 - силовые рамы камер сгорания; 37 - отсечные клапаны кислорода камер сгорания; 38 - отсечные клапаны кислорода газогенераторов, 39 - расходные магистрали кислорода; 40 - клапаны аварийной отсечки кислорода; 41 - аварийная магистраль водорода.

ЖРДУ включает центральный бак водорода 1, нижним днищем которого является центральное тело 7, и подвесные баки кислорода 2. Баки 2 объединены кольцевым коллектором кислорода 3,обеспечивающим распределение компонента по ТНА кислорода 5. Силовая кольцевая рама 4 конструктивно увязывает баки 1 и 2 и камеры сгорания 6, создающие основную тягу ДУ. ТНА 5 обеспечивают подачу кислорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13 и конструктивно размещены на камерах сгорания 6. Центральное тело 7 является соплом внешнего расширения для продуктов сгорания, истекающих из камер сгорания 6 и создает часть тяги ДУ. Рубашка охлаждения 8 служит для регенеративного охлаждения центрального тела 7. Распределительный коллектор водорода 9 обеспечивает подачу водорода к камерам сгорания 6, напорный коллектор 10-в рубашку охлаждения 8. На срезе центрального тела 11 установлены ТНА водорода 12 с расположением насосов водорода 16 внутри бака 1. Газогенераторы 13 обеспечивают привод турбин ТНА водорода 15. Сопловые насадки 14 обеспечивают сверхзвуковое истечение продуктов привода турбин и управление по крену за счет отклонения в тангенциальном направлении. Насосы водорода 16 подают компонент в напорный коллектор 10 и газогенераторы 13. Обтекатели 17 защищают ТНА 5 и камеры сгорания 6 от набегающего потока воздуха. Силовые корсеты 18 крепят баки кислорода 2 к силовой кольцевой раме 4.На баках 2 может быть закреплен ПГ 19. Напорные трубопроводы водорода 20 обеспечивают подачу компонента к напорному коллектору 10, отсечные клапаны водорода 21 перекрывают его подачу. Выхлопные патрубки турбин 22 создают подвижное соединение сопловых насадов 14. Регуляторы тяги 23 на линиях подачи кислорода в газогенераторы 13 поддерживают необходимый режим работы ЖРДУ. Патрубки водорода 24 соединяют насосы водорода 16 с газогенераторами 13, отсечные клапаны водорода 25 перекрывают эту подачу. Теплоизоляция 26 рубашки охлаждения 8 и среза центрального тела 11 предохраняет водород в баке от теплового воздействия газового потока. Корпусы насосов водорода 27 и разделительные клапаны водорода 28 исключают несанкционированное попадание водорода в двигатель. Разделительные клапаны кислорода 29 обеспечивают отсечку компонента от кольцевого коллектора кислорода 3. Насосы кислорода 30 обеспечивают подачу компонента в камеру сгорания 6 и газогенераторы 13, перекрывается подача отсечными клапанами 37 и 38. Расходные магистрали кислорода 39 соединяют кольцевой коллектор кислорода 3 с насосами 30, перекрывается подача клапанами аварийной отсечки кислорода 40. Режим работы ТНА кислорода 5 определяется регуляторами соотношения компонентов 32. Рубашки охлаждения камер сгорания 33 соединены с распределительным коллектором водорода 9 через напорные коллекторы камер сгорания 34. Силовая рама центрального тела 35 обеспечивает его крепление к силовой кольцевой раме 4, камеры сгорания 6 закреплены на кольцевой силовой раме 4 силовыми рамами камер сгорания 36. Отсечные клапаны кислорода 37 и 38 перекрывают подачу кислорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Расходные магистрали кислорода 39 соединяют кольцевой коллектор кислорода 3 с насосами кислорода 30. Клапаны аварийной отсечки кислорода 40 перекрывают подачу кислорода при выключении аварийной камеры сгорания. Аварийная магистраль водорода 41 обеспечивает охлаждение аварийной камеры в обход турбины 31.

Функционирование ЖРДУ начинается с заправки баков водорода 1 и кислорода 2 от наземных систем. При этом разделительные клапаны кислорода 29 и клапаны аварийной отсечки кислорода 40 открыты и идет захолаживание коллектора 3, расходных магистралей 39 и насосов 30 до рабочей температуры. Разделительные клапаны водорода 28 закрыты, что исключает попадание водорода в двигатель до его запуска. Захолаживание насосов водорода 16 осуществляется за счет теплопроводности металлического корпуса насоса 27. Запуск двигателя начинается открытием разделительных 28 и отсечных 20 и 25 клапанов водорода. Под баковым давлением жидкий водород по трубопроводам поступает в рубашку охлаждения центрального тела 8, где газифицируется за счет аккумулированного конструкцией тепла и через рубашки охлаждения камер сгорания 33 и регуляторы 32 поступает на привод турбин 31, далее через камеры сгорания 6 выбрасывается в атмосферу. На поверхности центрального тела 7 водород поджигается от внешнего источника, чем интенсифицируется процесс газификации и подогрева водорода в рубашке охлаждения 8, соответственно, и раскрутка ТНА кислорода 5. Параллельно по патрубкам 24 жидкий водород поступает в газогенераторы 13, где так же газифицируется за счет тепла конструкции и истекая через турбины 15 начинает раскрутку насосов 16. По достижении расчетного давления за насосами кислорода 30 открываются отсечные клапаны кислорода 37 и 38 и кислород поступает в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Начинается процесс горения от источника воспламенения, регуляторами тяги 23 и регуляторами соотношения компонентов 32 двигатель выводится на расчетный режим работы. Управление вектором тяги ЖРДУ по тангажу и рысканью проводится рассогласованием тяги противоположных камер сгорания 6 в соответствующих плоскостях стабилизации. Управление по крену осуществляется поворотом сопловых насадков 14 ТНА водорода 12 в тангенциальном направлении. Остановка двигателя начинается с перевода на режим малой тяги регуляторами тяги 23, при этом уменьшаются обороты ТНА водорода 12, количество водорода, поступающего в рубашку охлаждения 8, и, соответственно, обороты ТНА окислителя 5. Закрываются отсечные клапаны 38 и 40 - прекращается подача окислителя в газогенераторы 13 и камеры сгорания 6. Затем закрываются отсечные клапаны 21 и 25 - прекращается подача водорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Закрытием разделительных клапанов 28 и 29 полости баков водорода и кислорода отсекаются от двигателя. В случае отказа отдельных камер в процессе полета перекрываются дополнительно к отсечным клапанам 37 и 38 расходная магистраль окислителя 39 закрытием соответствующего клапана аварийной отсечки окислителя 40, а регулятор 32 переводится на малый расход для охлаждения водородом отказавшей камеры сгорания со сбросом водорода через аварийную магистраль 41 в обход турбины 31.

Положительный эффект изобретения по п.1 формулы заключается в уменьшении потребного объема баков ЖРДУ с соответствующим уменьшением массы конструкции, что для одноступенчатой РН дает такое же приращение массы ПГ. Результаты такой оценки для кислородно-водородной ДУ размерности "Шаттла" (около 700 т компонентов топлива) представлены в таблице (фиг. 4).

С точки зрения безопасности предлагаемое изобретение позволяет исключить попадание водорода в двигатель до его запуска, т.к. не требует специального захолаживания расположенных в баке насосов.

Положительным эффектом применения комбинированной системы подачи топлива - замкнутой безгазогенераторной подачи кислорода и открытой газогенераторной подачи водорода - по п.2 формулы является возможность повышения давления подачи топлива каждой из этих систем. Замкнутая безгазогенераторная подача с газификацией водорода в рубашке охлаждения камеры сгорания представляет собой простейшую систему уже несколько десятилетий безаварийно применяемую в американском двигателе RL-10 (7) для разгонных космических блоков "Кентавр". Однако, несмотря на свою простоту и надежность, она не нашла пока применения в РН из-за ограниченных энергетических возможностей (давление в камере сгорания не превышает 40 кГ/см²). Использование этой системы только для привода насоса кислорода, мощность которого составляет половину мощности насоса водорода, соответственно в 3 раза увеличивает достижимое давление в камере сгорания. Открытая газогенераторная подача топлива так же отличается высокой надежностью. В частности, РН "Сатурн V" (8) с ЖРД, выполненными с этой системой подачи - единственный в мире носитель, продемонстрировавший 100% надежность. Недостаток открытой схемы подачи - ограниченные возможности по давлению в камере сгорания не превышающему 100 кГ/см². Применение ее только для привода насосов водорода позволяет на 1/3 увеличить достижимое давление в камере сгорания. Кроме того, предлагаемая комбинированная система подачи топлива сокращает до минимума длину топливных и газовых магистралей.

Литература.

1. "МТКС "Спейс Шаттл". Часть 1. Технико-экономическое обоснование и основные характеристики". 1976 г., НПО "Энергия".

2. "Многоразовый орбитальный корабль "Буран". 1995 г., "Машиностроение", Москва.

3. "О конкурентоспособности техники, создаваемой по программе NASP, на мировом рынке". ЭИ "Астронавтика и ракетодинамика" N 24, 1990 г., ВИНИТИ.

4. "Проект "Волан". Всероссийский аэрокосмический журнал "Вестник авиации и космонавтики" N 2, 1998 г.

5. "Использование стоимости в качестве критерия проектирования ТКС". РЖ "Ракетостроение и космическая техника" N 7, 1995 г., ВИНИТИ.

6. "О разработке аппаратов Х-33 и RLV". ЭИ "Ракетная и космическая техника" N 2, 1997 г., ЦНИИМАШ.

7. "Зарубежные ракетные двигатели". В.В. Андреев, В.А. Мазарченков. 1997 г., МО РФ.

8. "Пилотируемые полеты на Луну. Конструкция и характеристики "Сатурн-V - Аполлон". И.И. Шунейко, 1973 г., ВИНИТИ.

Реферат

Двигательная установка предназначена для многоразовых одноступенчатых ракет-носителей на кислородно-водородном топливе. Установка содержит баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания размещенные под обтекателями по периферии силовой кольцевой рамы. Сопло внешнего расширения установки выполнено в виде усеченного центрального тела с рубашкой охлаждения, турбонасосные агрегаты окислителя и горючего выполнены автономными. При этом центральное тело является нижним днищем одного из баков, турбонасосные агрегаты компонента топлива этого бака установлены на срезе центрального тела с расположением насосов внутри бака. Турбонасосные агрегаты второго компонента топлива размещены по периферии силовой кольцевой рамы. Установка имеет привод турбин турбонасосных агрегатов, выполненный газогенераторным по открытой схеме, а привод турбин турбонасосных агрегатов второго компонента топлива выполнен по замкнутой безгазогенераторной схеме. Предлагаемая конструкция обеспечивает снижение массы установки и повышение надежности и ресурса двигателя за счет комбинированной открыто-замкнутой системы подачи компонентов топлива. 1 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Формула