Forbidden

You don't have permission to access /zzz_siteguard.php on this server.

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - Патент РФ 2095608
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в ракетно-космической технике. Изобретение позволяет повысить надежность и экономичность работы ЖРД. Сущность изобретения: ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, турбонасос (ТН) криогенного окислителя и ТН углеводородного горючего с расходными магистралями (РМ) окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, и генератор газа для турбины, выполненный в виде теплообменника-испарителя криогенного окислителя, установленного на РМ окислителя после ТН окислителя. Выход турбины через теплообменник, установленный на РМ окислителя после ТН окислителя, соединен с РМ окислителя на входе в ТН. Поступающий в теплообменник испаритель криогенный окислитель газифицируется и подогревается за счет теплообмена с высококипящим углеводородным горючим и подается на вход турбины, обеспечивающей привод ТН окислителя и ТН горючего. Отработавший на турбине окислитель проходит теплообменник, где охлаждается основным потоком окислителя, идущим в камеру сгорания, и вводится в РМ окислителя на входе в ТН окислителя. 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2095608
Класс(ы) патента: F02K9/48
Номер заявки: 95114719/06
Дата подачи заявки: 17.08.1995
Дата публикации: 10.11.1997
Заявитель(и): Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева
Автор(ы): Копылов В.В.; Сыровец М.Н.
Патентообладатель(и): Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности ЖРД космических аппаратов, предназначенных для выведения космических объектов (полезных грузов) с базовой (промежуточной) орбиты на рабочие высокоэнергетические орбиты.
Известен ЖРД космического аппарата, работающий на кислородно-водородном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, имеющие тракт охлаждения турбонасосы криогенного окислителя (жидкого кислорода) и криогенного горючего (жидкого водорода) с расходными магистралями окислителя и горючего и турбину привода турбонасосов, при этом магистраль жидкого водорода после турбонасоса подключена к входу тракта охлаждения, а выход из тракта охлаждения соединен с входом турбины, выход которой подключен к камере сгорания (см. Итоги науки и техники. Серия "Ракетостроение и космическая техника", т. 9, В.К. Сердюк и Н.В. Толяренко. "Межорбитальные транспортные космические аппараты". М. ВИНИТИ, 1985, с. 166-167). В известном ЖРД жидкий водород после турбонасоса вводится в тракт охлаждения сопла и камеры сгорания, где газифицируется и подогревается за счет теплообмена с продуктами сгорания, и затем подается на привод турбины, обеспечивающей работу турбонасосов окислителя и горючего. После турбины газообразный водород поступает в камеру сгорания, где он сжигается совместно с жидким кислородом, поступающим из турбонасоса окислителя. В данном ЖРД получение рабочего тела турбонасосной системы обеспечивается путем подачи жидкого криогенного компонента с температурой -250oC в высокотемпературную зону горения топлива (3300oC). Испарение низкокипящей криогенной жидкости и получение требуемых параметров рабочего газа при такой величине температурного напора предъявляет очень высокие требования к точности соблюдения температурного режима работы агрегатов двигателя, что ухудшает его эксплуатационные свойства. Недостатком данного ЖРД является длительное время его запуска (до 5 мин), связанное с необходимостью предварительного захолаживания его агрегатов, осуществляемого посредством многостадийной подачи жидкого водорода в камеру сгорания по его расходной магистрали до достижения требуемого температурного уровня агрегатов. Кроме того, известный ЖРД после его изготовления требует проведения очень трудоемкой и дорогостоящей настройки и регулировки температурного режима его работы в зависимости от расхода компонентов топлива, что значительно повышает его стоимость.
Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя (жидкого кислорода) и турбонасос углеводородного горючего (керосина) с расходными магистралями окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, а также газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, имеющей выхлопной патрубок (см. "Космонавтика", Энциклопедия, под ред. В.П.Глушко, М. Советская энциклопедия, 1985, с. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива после турбонасосов непосредственно вводится в камеру сгорания, а небольшая часть их поступает в газогенератор, где сгорает с образованием генераторного газа, идущего на привод турбины. Отработавший генераторный газ через выхлопной патрубок выбрасывается в атмосферу. Наличие газогенератора для привода турбонасосной системы позволяет упростить конструкцию ЖРД и повысит его эксплуатационные свойства. Отпадает необходимость настройки и регулирования ЖРД после его изготовления, обеспечивается минимальное время запуска. Недостатком данного ЖРД является то, что сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, а при большом избытке или недостатке окислителя с получением окислительного или восстановительного генераторного газа. В результате один из компонентов топлива в газогенераторе не догорает, что снижает экономичность ЖРД. Кроме того, использование окислительного генераторного газа вызывает повышенные требования к коррозийной стойкости конструктивных элементов двигателя, а генерация восстановительного газа приводит к наличию твердой фазы, вызывающей повышенный эрозионный износ конструктивных элементов и загромождение проходных сечений газовых трактов.
Это обстоятельство, а также сложность обеспечения стабильного горения компонентов в газогенераторе при относительно низких температурах, снижает эксплуатационную надежность данного ЖРД.
Задачей изобретения является повышение надежности экономичности работы ЖРД.
Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, и генератор газа для турбины, вход которого жидкостной линией подключен к расходной магистрали окислителя после турбонасоса, в соответствии с изобретением генератор газа выполнен в виде теплообменника-испарителя криогенного окислителя, установленного на магистрали горючего перед турбонасосом горючего, а выход турбины через теплообменник, установленный на магистрали окислителя после турбонасоса окислителя, соединен с магистралью окислителя на входе турбонасоса окислителя.
Выполнение генератора газа в виде теплообменника-испарителя криогенного окислителя (жидкого кислорода), установленного на магистрали углеводородного горючего перед турбонасосом, дает возможность использовать в качестве рабочего тела турбины часть окислителя, газифицированного и подогретого за счет теплообмена с высококипящим горючим, подаваемым в камеру сгорания. Этому способствует существенная разница температур криогенного окислителя и углеводородного горючего, составляющая около 200o. Использование для привода турбины низкотемпературного газа существенно улучшает условия ее работы по сравнению с прототипом, в котором лопатки турбины подвергаются воздействию высокотемпературных продуктов сгорания топлива. За счет этого повышается надежность работы ЖРД. Кроме того, в предложенном ЖРД отсутствует выхлопной патрубок, а весь окислитель и горючее поступают в камеру сгорания, где сжигаются при оптимальном (близком к стехиометрическому) соотношении, в результате чего повышается экономичность работы ЖРД.
Конструкция предлагаемого ЖРД схематично представлена на чертеже.
ЖРД содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, имеющими тракт охлаждения 4. К смесительной головке 2 камеры сгорания подключены расходная магистраль окислителя 5, связанная через турбонасос 6 с баком криогенного окислителя (не показан) 6, и расходная магистраль горючего 7, связанная через турбонасос горючего 8 с баком углеводородного горючего (не показан), сообщенная со смесительной головкой через тракт охлаждения 4. Турбонасосы окислителя 6 и горючего 8 имеют приводную турбину 9. На магистрали горючего 7 перед турбонасосом 8 установлен теплообменник-испаритель криогенного окислителя 10, вход которого по окислителю жидкостной линией 11 подключен к магистрали окислителя 5 после турбонасоса 6, а выход газовой линией 12 подключен к входу турбины 9. На магистрали окислителя 5 между турбонасосом 6 и линией 11 установлен теплообменник 13, вход которого по обратному потоку линией 14 соединен с выходом турбины 9, а выход по обратному потоку через линию 15 подключен к магистрали окислителя 5 перед турбонасосом окислителя 6. В расходных магистралях окислителя 5 и горючего 7 установлены отсечные клапаны 16 и 17. На одном валу с приводной турбиной 9 установлена также пусковая турбина 18, вход которой через клапан 19 соединен с баллоном 20 со сжатым газом и которая имеет на выходе выхлопное сопло 21.
При запуске двигателя открывается клапан 19 и производится подача сжатого газа из баллона 20 в пусковую турбину 18, обеспечивающую раскрутку турбины 9 и турбонасосов окислителя 6 и горючего 8. Сброс отработавшего газа из пусковой турбины производится через выхлопное сопло 21. При раскрутке турбонасосов 6 и 8 происходит повышение давления в магистралях окислителя 5 и горючего 7 перед клапанами 16 и 17, закрытыми в начале пуска. За счет этого часть жидкого кислорода после турбонасоса 6 через линию 11, теплообменник-испаритель 10 и линию 12 поступает в турбину 9 и далее через линию 14, теплообменник 13 и линию 15 подводится в магистраль окислителя 5 перед турбонасосом 6. Поскольку начальная температура этих линий и аппаратов составляет 300 К, происходит их захолаживание и заполнение кислородом. По достижении на выходе из турбонасосов 6 и 8 расчетной величины давления компонентов автоматически открываются клапаны 16 и 17 на расходных магистралях 5 и 7 и производится подача окислителя и горючего в камеру сгорания 1, происходит запуск двигателя. В этом режиме небольшая часть жидкого кислорода (2-5), имеющего температуру 80 К, после турбонасоса окислителя 6 поступает в теплообменник-испаритель 10, где газифицируется и подогревается за счет теплообмена с прямым потоком углеводородного горючего керосина, имеющего температуру 300 К. Из теплообменника-испарителя 10 газообразный кислород с температурой 120-125 K поступает в качестве рабочего тела в основную турбину 9, которая обеспечивает работу турбонасосов 6 и 8. После турбины 9 отработавший кислород проходит теплообменник 13, где охлаждается основным потоком жидкого кислорода, идущим в камеру сгорания 1, и далее через линию 15 вводится в расходную магистраль окислителя 5, где он смешивается с основным потоком жидкого кислорода и поступает на вход турбонасоса 6.
Таким образом, в предложенном ЖРД работа турбины обеспечивается за счет использования части криогенного окислителя, отбираемой после турбонасоса, которая газифицируется и подогревается при теплообмене с высококипящим углеводородным горючим в теплообменнике-испарителе. При этом, значительная разница температур окислителя и горючего обуславливает высокую интенсивность теплообмена между ними и эффективную работу теплообменника-испарителя, как генератора газа для турбины. Обеспечивается надежность работы турбины и ЖРД в целом. Кроме того, надежность работы ЖРД повышается за счет повышения надежности турбины, работающей при значительно пониженной температуре. Исключаются также непроизводительные (в обход основной камеры сгорания) выбросы компонентов топлива на привод турбонасосов, что позволяет повысить экономичность работы ЖРД. Согласно приведенным расчетам и проектным проработкам, использование предложенного ЖРД в разгонном блоке космического аппарата, имеющего полезный груз 2000 кг, позволит сэкономить 150-160 кг топлива за счет снижения потерь на привод турбонасосов криогенного окислителя и углеводородного горючего. Уменьшение количества топлива, необходимого для работы ЖРД данного космического аппарата, позволяет соответственно на 150-160 кг увеличить вес полезного груза, выводимого на рабочую орбиту.
Формула изобретения: Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, и генератор газа для турбины, отличающийся тем, что генератор газа выполнен в виде теплообменника-испарителя криогенного окислителя, установленного на магистрали горючего перед турбонасосом горючего, а вход генератора жидкостной линией подключен к расходной магистрали окислителя после турбонасоса, выход турбины через теплообменник, установленный на магистрали окислителя после турбонасоса окислителя, соединен с магистралью окислителя на входе турбонасоса.