Спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна та пристрій для його здійснення (варіанти)

Реферат: Запропоновані спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна та пристрій для його здійснення. Спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна, компоненти палива якого після насосів подають в охолоджувальний тракт, а потім - в форсункову головку камери згоряння, заснований на подачі генераторного газу (з великим надлишком пального), отриманого в газогенераторі з робочим тиском, приблизно рівним тиску продуктів згоряння компонентів палива в камері згоряння двигуна, і відпрацьований на турбіні активного типу з розширенням до розрахункового тиску за турбіною; із вихлопного колектора за турбіною генераторний газ направляють в газовий колектор кільцевої детонаційної камери згоряння генераторного газу одночасно з окислюючим компонентом палива, який подається в камеру через рідинні форсунки, розпилюється в генераторному газі в стехіометричному співвідношенні і в одержаній суміші генерують спинову детонаційну хвилю, з можливістю стаціонарно обертатися, за допомогою запальника, а UA 107274 C2 (12) UA 107274 C2 продукти детонаційного згоряння направляють до кільцевого надзвукового сопла пристрою допалювання. До складу рідинного ракетного двигуна з допалюванням відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату входять основна камера згоряння з надзвуковим соплом, що мають охолоджувальні тракти, високонапірні магістралі подачі компонентів палива в основну камеру, турбонасосний агрегат з турбіною активного типу і газогенератором турбінного газу, вихлопний колектор турбіни, з'єднаний газоводом з газовим кільцевим колектором вдуву генераторного газу пристрою допалювання, який за допомогою колектора з'єднано з високонапірною магістраллю окислюючого компонента палива; пристрій допалювання виконано у вигляді кільцевої детонаційної камери згоряння, яка містить в собі кільцеві колектори і кільцеву форсункову головку подачі в неї вихлопного турбінного газу і окислюючого компонента палива, ініціатор кільцевої детонаційної хвилі, з можливістю стаціонарно обертатися і кільцеве надзвукове сопло. UA 107274 C2 5 10 15 Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний як маршовий рідинний ракетний двигун (РРД) ступенів ракет-носіїв та розгінних блоків космічних апаратів. Відомі РРД, зокрема згадані у [1, 2, 3], з турбонасосним агрегатом (ТНА) подачі палива в камеру згоряння, у яких відпрацьований на турбіні генераторний газ (ГГ), що має великий надлишок пального, без його допалювання направляється в профільовані надзвукові реактивні сопла або в надзвукову частину сопла камери двигуна з метою створення додаткового імпульсу тяги. ГГ з великим надлишком пального має відносно невелику температуру (майже втричі меншу, ніж в основній камері згоряння) і після відпрацювання на турбіні має відносно низький тиск (~ 0,2 МПа, при цьому тиск в камері газогенератора складає ~ 9 МПа). В зв'язку з цим створюваний ним питомий імпульс тяги  І п гг Ігг / mгг , (1) Ігг - імпульс тяги ГГ; де  mгг - витрата ГГ відносно малий в порівнянні з питомим імпульсом тяги основної камери двигуна  I п к Ік / mк , (2) Ік - імпульс тяги камери; де  mк - витрата палива через камеру згоряння двигуна. 20 І /I Співвідношення п гг п к може бути в межах від 0,2 до 0,4, а тому в схемах РРД без допалювання відпрацьованого на турбіні ГГ маємо значні збитки питомого імпульсу тяги двигуна I п дв 1 I п дв 25 30 35 40 45 50 (Iк  Ігг ) /(mк  mгг ) I пк  Іп гг mгг  Іп к mк пІп к   1 mгг / mк , (3) де п - термічний коефіцієнт корисної дії (0,95 -г 0,97). В зв'язку з цим подальший розвиток ракетного двигунобудування був пов'язаний з розробкою РРД з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу окислюючим І компонентом палива з підвищенням п гг до рівня, близького тому, який маємо в основній камері І ( п к ). Відомі з багатьох джерел, зокрема [1, 2, 4], способи допалювання ГГ відпрацьованого на турбіні РРД та пристрої з застосуванням відомих способів. Переваги мають і знайшли найбільш широке застосування способи допалювання відпрацьованого на турбіні ГГ в його основній камері згоряння. Ці способи полягають у подачі одного з компонентів палива (повністю) в газогенератор і спалюванні його з іншим компонентом при співвідношенні, що забезпечує стійкий робочий процес у газогенераторі й необхідну для турбіни температуру ГГ, який подається на привід турбіни, після якої надходить в основну камеру згоряння двигуна. У камері згоряння газ допалюється при співвідношенні компонентів палива, близькому до стехіометричного. Організація такого процесу в ракетному двигуні дає можливість підвищити питомий імпульс його тяги в порівнянні з процесом у двигуна без допалювання ГГ. Недоліком цих способів є те, що для їх використання у складі двигуна необхідно мати газогенератор з великою витратою компонентів палива (один із компонентів палива двигуна в цілому повністю і частина другого надходять в газогенератор) і великим тиском компонентів палива і ГГ (більшим приблизно в 1,5 разу, ніж в камері згоряння). В зв'язку з цим більш складними і менш надійними стають насоси і турбіна ТНА, газоводи і паливні трубопроводи. При такому високому тиску компонентів палива і ГГ різко збільшується маса двигуна, збільшується об'єм, термін і витрати коштів на відпрацювання агрегатів і двигуна в цілому. Зазначених недоліків не мають двигуни з допалюванням відпрацьованого на турбіні ГГ в вихлопних соплах (це вже будуть додаткові камери згоряння) або в надзвуковій частині сопла основної камери двигуна [4, 5, 6]. Але такі двигуни мають меншу економічність в порівнянні з двигунами, у яких допалювання здійснюють в основній камері згоряння. Це обумовлено тим, що процес допалювання ГГ здійснюється при низькому тиску з використанням традиційного циклу 1 UA 107274 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 дефлаграційного горіння. Відомо, що тиск ГГ у вихлопному колекторі турбіни, як правило, не перевищує (0,2-0,3) МПа, а в зоні допалювання тиск в декілька разів менший. При такому тиску маємо низький термогазодинамічний коефіцієнт ефективності процесу горіння газу і процесу розширення продуктів згоряння. При збільшенні тиску ГГ після турбіни зменшується питома потужність турбіни. Для утримання потрібної потужності турбіни необхідно збільшувати витрати палива на привід турбіни, що неминуче зменшує питомий імпульс тяги двигуна в цілому. Найбільш близьким аналогом способу, що заявляється, вибраним за прототип, є спосіб допалювання відпрацьованого на турбіни ГГ в надзвуковій частині сопла, описаний в патенті на винахід № 86966 [5] і в статті [6]. Спосіб включає подачу із вихлопного колектора турбіни ГГ з великим надлишком пального, отриманого в газогенераторі з робочим тиском, приблизно рівним тиску газу в камері згоряння з розширенням на турбіні активного типу до розрахункового тиску за турбіною, і направлення його по газоводу до кільцевого колектора і далі через кільцеву щілину в надзвуковий потік сопла камери двигуна; відбір із паливної магістралі двигуна окислюючого компонента палива і подачу його в надзвуковий потік сопла в зоні вдуву газу. Недоліками способу прототипу є ті, що зазначені вище. Для ефективного допалювання відпрацьованого на турбіні ГГ необхідно удосконалити термогазодинамічний процес допалювання газу і процес прискорення потоку на виході із камери згоряння. До загальних істотних ознак прототипу і нового способу, що заявляється, належать: подача ГГ з великим надлишком пального, отриманого в газогенераторі з робочим тиском, приблизно рівним тиску в камері згоряння двигуна, і відпрацьований на турбіні активного типу з розширенням до розрахункового тиску за турбіною, із вихлопного колектора за турбіною в кільцевий колектор вдуву його до пристрою допалювання; відбір із високонапірної паливної магістралі двигуна окислюючого компонента палива і подача його в пристрій допалювання; допалювання суміші ГГ в пристроях допалювання при співвідношенні пального і окислюючого компонентів палива близького до стехіометричного; розширення і прискорення продуктів допалювання ГГ в пристроях, створюючих реактивну тягу. В основу винаходу поставлена задача підвищення ефективності допалювання відпрацьованого на турбіні ГГ. Поставлена задача вирішується шляхом удосконалення термогазодинамічного процесу допалювання і підвищення питомого імпульсу тяги пристрою допалювання шляхом підвищення ступеня розширення продуктів згоряння в надзвуковому соплі; допалювання суміші генераторного газу і окислюючого компонента палива здійснюють в кільцевій камері згоряння в спиновій детонаційній хвилі, з можливістю стаціонарно обертатися. Генераторний газ і окислюючий компонент палива подають в кільцеву камеру згоряння через газові і рідинні форсунки, розпилюють окислювач в генераторному газі в стехіометричному співвідношенні і генерують в одержаній суміші за допомогою запальника спи-нову детонаційну хвилю, з можливістю стаціонарно обертатися, апродукти детонаційного згоряння направляють до кільцевого надзвукового сопла камери згоряння. Дослідження ракетних двигунів з детонаційним спалюванням палива в 2000-і роки завершилося створенням двигуна з обертовими детонаційними хвилями в кільцевій камері. Відомо [6-8], що детонаційне спалювання палива (по циклу Гемфрі) в порівнянні з традиційним дефлаграційним спалюванням (по циклу Брайтона) дає можливість підвищення термічного коефіцієнта корисної дії (ККД) процесу на (30-50) відсотків і більше. Це обумовлено тим, що спалювання паливної суміші відбувається в детонаційній хвилі при надзвичайно високих тиску і температурі більше, ніж на два порядки вищому від тиску палива на вході в детонаційну камеру. Після виходу детонаційної хвилі з камери тиск в ній знижується до значення, яке дозволяє подачу наступної порції палива в детонаційну камеру. Принцип роботи кільцевої детонаційної камери пояснюється в [1]. Введення компонентів паливної суміші у кільцеву камеру здійснюється інжекцією в осьовому напрямку через рівномірно розташовані по окружності отвори (форсунки). Електричним розрядом від ініціатора детонації (запальника) у кільцевому каналі камери ініціюються тангенціальні детонаційні хвилі, що поширюються в азимутальному напрямку. Після багаторазових зіткнень одна із хвиль стає основною й перетворюється у детонаційну хвилю (ДХ) обертової (спинової) детонації, що рухається в азимутальному напрямку (по годинниковій або проти годинникової стрілки) до виходу з камери. Шар палива, що згоряє у ДХ, відновлюється через деякий час між наступними один за одним детонаційними фронтами, що є необхідною умовою безперервності процесу детонації. Для стійкого поширення детонації товщина шару свіжої паливної суміші повинна 2 UA 107274 C2 5 10 становити певну величину h , що залежить від характеристик паливної суміші. Просторовий період (відстань між фронтами хвиль, вимірювана по колу) у стійкому детонаційному процесі становить величину l kh , де k залежить від умов інжектування. Висота детонаційної хвилі визначається глибиною проникнення компонентів палива в камеру ДХ, що рухаються з високою швидкістю в камері, генерують у ній високочастотні коливання, що забезпечують високе значення питомого імпульсу процесу в камері. У стійкому детонаційному процесі довжина L камери приблизно на 80 % перевищує величину l . При русі ДХ по продуктах детонації виникають косі ударні хвилі, за якими відбувається розширення потоку. На виході з камери потік продуктів згоряння здобуває надзвукову швидкість. При розширенні продуктів детонації в надзвуковому соплі питомий імпульс зростає відповідно зростанню ступеня розширення. Таким чином, питомий імпульс пристрою І допалювання ( п гг ) може зростати більш, ніж на 50 %, що приводить до зростання питомого імпульсу двигуна відносно співвідношенню (3), із якого випливає, що при цьому ККД двигуна (тобто 15 20 25 30 35 40 45 50 55 п) збільшується на ~ (15-20) % в залежності від величини відносної витрати палива  mгг  mгг    mк , де mгг і mк - абсолютні значення витрати газогенератора і камери газогенератора (  двигуна). При цьому ККД двигуна зростає при зростанні mгг . В цьому полягає технічна перевага винаходу. Процес допалювання ГГ по способу, що заявляється, не потребує високого тиску подачі газу в камеру допалювання, а для подачі окислюючого компонента палива в камеру і якісного розпилювання його в детонаційній камері цілком достатньо тиску, що є в паливній магістралі двигуна. Надзвукова швидкість витікання продуктів детонаційного згоряння виключає необхідність сопла Лаваля (до визначених чисел Маха) і при цьому не обмежує (розрахункового) рівня їх в кільцевому соплі. Найбільш близьким аналогом (прототипом) двигуна, де застосовано новий спосіб організації процесу допалювання ГГ є рідинний ракетний двигун, описаний в патенті на винахід № 86966 [5]. До загальних істотних ознак двигуна-аналогу та двигуна, що заявляється, з застосованим новим способом допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна входять основна камера згоряння з надзвуковим соплом, що мають охолоджувальні тракти, високонапірні магістралі подачі компонентів палива в основну камеру, турбонасосний агрегат з турбіною активного типу і газогенератором турбінного газу, вихлопний колектор турбіни з'єднаний газоводом з газовим кільцевим колектором вдуву генераторного газу пристрою допалювання, який за допомогою колектору з'єднано з високонапірною магістраллю окислюючого компонента палива. В основі винаходу, крім способу організації процесу допалювання ГГ, є також удосконалення конструкції двигуна шляхом застосування нових конструктивних рішень щодо застосування нового способу. Поставлена задача розв'язується тим, що в рідинному ракетному двигуні з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу (що реалізує спосіб, який заявляється) вихлопний колектор турбіни з'єднаний газоводом з газовим кільцевим колектором вдуву ГГ пристрою допалювання, який за допомогою колектора з'єднано з високонапірною магістраллю окислюючого компонента палива. В пристрої допалювання застосовано як найменше одну кільцеву детонаційну камеру допалювання, яка містить в собі кільцеві колектори (генераторного газу, окислюючого компонента палива), кільцеву форсункову головку подачі в кільцеву порожнину камери вихлопного турбінного газу і окислюючого компоненту палива. На детонаційну кільцеву камеру встановлено ініціатор (запальник) кільцевої детонаційної хвилі, з можливістю стаціонарно обертатися. Для прискорення потоку газу з камери до оптимального ступеню його розширення, що забезпечує підвищення питомого імпульсу пристрою І І допалювання ( п гг ) і двигуна в цілому ( п дв ), на камері встановлено кільцеве надзвукове сопло (фіг. 1-3). З метою спрощення технології складання і відпрацювання двигуна в цілому і його складових частин, а також для забезпечення мінімального ексцентриситету вектора тяги двигуна в ньому застосовано два пристрої допалювання, які розташовані в одній площині, що проходить через вісь основної камери двигуна в діаметрально протилежних сторонах і з'єднані розгалуженим газоводом з вихлопним колектором турбіни і з високонапірною магістраллю двигуна. 3 UA 107274 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 З метою підвищення ефективності й надійності керування вектором тяги двигуна в ньому застосовано чотири пристрої допалювання, рівномірно розташовані у двох взаємно перпендикулярних площинах, що проходять через вісь основної камери двигуна. Суть способу, що заявляється, полягає в наступному. Компоненти палива (фіг. 1) після насосів пального (1) і окислювача (2) подають в охолоджуючі тракти пального (3) і окислювача (4), а потім - в форсункову головку (5) основної камери згоряння (6) двигуна. Отриманий в газогенераторі (7) ГГ, відпрацьований на турбіні активного типу (8), направляють по газоводу (9) в газовий кільцевий колектор (10) пристрою допалювання (11). Із паливної магістралі (12) двигуна відбирають окислюючий компонент палива і подають в рідинний кільцевий колектор (13) одночасно з подачею ГГ в газовий кільцевий колектор (10) з газоводу (9). ГГ і окислюючий компонент палива подають в кільцеву детонаційну камеру (14), де запальником (15) ініціюють детонадійний процес допалювання. Після виходу детонаційної хвилі з кільцевої детонаційної камери (14) продукти згоряння мають надзвукову швидкість на вході в сопло (16). Кільцева детонаційна камера (14) разом з надзвуковим кільцевим соплом (16) складає пристрій допалювання (11). Також показано надзвукове сопло Лаваля (17), високонапірну магістраль подачі компонентів пального (18), турбонасосний агрегат (19), кільцеву форсункову головку (20) подачі в кільцеву порожнину камери вихлопного турбінного газу (з колектора (10)) і окислюючого компоненту палива (з колектору (13)). Рідинний ракетний двигун з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу працює таким чином. Після запуску турбіни (8) турбонасосний агрегат (19) від насосів (1) і (2) подає компоненти палива (пальне - з насосу (1), окислювач - з насоса (2)) в камеру згоряння (6) і газогенератор (7), де вони згоряють при оптимальному відношенні витрат. Продукти спалювання в газогенераторі (з великим надлишком пального і з помірною температурою і тиском) надходять у вихлопний колектор турбіни (8). Продукти спалювання палива в основній камері (6) двигуна прискорюються в надзвуковому соплі (17) і створюють основну реактивну тягу двигуна. Відпрацьований на турбіні ГГ із вихлопного колектора турбіни (8) подається в газовий кільцевий колектор (10) форсункової головки (20) і далі через форсунки вдуву - в кільцеву детонаційну камеру згоряння (14) пристрою допалювання (11). Одночасно або з деяким запізненням до форсункової головки (20) з паливної магістралі (12) двигуна надходить окислюючий компонент палива в рідинний кільцевий колектор (13), з якого через форсунки вприску подається в камеру (14) в кількості, достатній для розрахункового допалювання вихлопного газу турбіни. В кільцевій детонаційній камері згоряння (14) спалюють ГГ, для чого до паливної суміші (це ГГ і окислюючий компонент палива) подається ініціюючий імпульс детонації запальником (15). Паливна суміш спалюється (при високому тиску) в спиновій детонаційній хвилі, що стаціонарно обертається (позначено пунктиром). Таким чином досягається підвищення економічності допалювання ГГ. Продукти детонаційного спалювання направляють в надзвукове кільцеве сопло (16) центрального тіла (21), де оптимально прискорюють з метою одержання потрібного коефіцієнту тяги сопла (тобто потрібного питомого імпульсу). Таким чином досягається додаткове підвищення економічності (питомого імпульсу тяги) пристрою допалювання ГГ. З метою спрощення технології складання і відпрацювання двигуна в цілому і його складових частин, а також для забезпечення мінімального ексцентриситету вектора тяги двигуна (фіг. 2) в ньому застосовано два пристрої допалювання (11), які розташовані в одній площині, що проходить через вісь (24) основної камери (6) двигуна в діаметрально протилежних сторонах і з'єднані розгалуженим газоводом з вихлопним колектором турбіни (8) і з високонапірною магістраллю (12) двигуна. З метою підвищення ефективності й надійності керування вектором тяги двигуна (фіг. 3) в ньому застосовано чотири пристрої допалювання (11), рівномірно розташовані у двох взаємно перпендикулярних площинах, що проходять через вісь (24) основної камери (6) двигуна. Основними перевагами пристрою і способу, що заявляються, є підвищення економічності (питомого імпульсу тяги) двигуна і досягнення його високих габаритно-масових характеристик. 55 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 60 1. Спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна, компоненти палива якого після насосів подають в охолоджувальний тракт, а потім - в форсункову головку камери згоряння, заснований на подачі 4 UA 107274 C2 5 10 15 20 25 30 35 генераторного газу з великим надлишком пального, отриманого в газогенераторі з робочим тиском, приблизно рівним тиску продуктів згоряння компонентів палива в камері згоряння двигуна, і відпрацьований на турбіні активного типу з розширенням до розрахункового тиску за турбіною, із вихлопного колектора за турбіною направляють в газовий кільцевий колектор пристрою допалювання генераторного газу, при цьому відбирають із високонапірної паливної магістралі двигуна і подають одночасно з вдувом генераторного газу в рідинний кільцевий колектор того ж пристрою допалювання окислюючий компонент палива, допалюють суміш генераторного газу і окислюючого компонента палива в пристрої допалювання генераторного газу при співвідношенні компонентів палива, близькому до стехіометричного, продукти допалювання направляють в сопло розширення і прискорення газового потоку, який відрізняється тим, що генераторний газ і окислюючий компонент палива подають в детонаційну кільцеву камеру згоряння через газові і рідинні форсунки, розпилюють окислювач в генераторному газі в стехіометричному співвідношенні і генерують в одержаній суміші за допомогою запальника спинову детонаційну хвилю, з можливістю стаціонарно обертатися, а продукти детонаційного згоряння направляють до кільцевого надзвукового сопла камери згоряння. 2. Рідинний ракетний двигун з допалюванням відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату, до складу якого входять основна камера згоряння з надзвуковим соплом, що мають охолоджувальні тракти, високонапірні магістралі подачі компонентів палива в основну камеру, турбонасосний агрегат з турбіною активного типу і газогенератором турбінного газу, вихлопний колектор турбіни з'єднаний газоводом з газовим кільцевим колектором вдуву генераторного газу пристрою допалювання, який за допомогою колектора з'єднано з високонапірною магістраллю окислюючого компонента палива, який відрізняється тим, що містить щонайменше один пристрій опалювання, який містить щонайменше одну кільцеву детонаційну камеру згоряння, що містить кільцеві колектори генераторного газу та окислюючого компонента палива, кільцеву форсункову головку подачі в кільцеву порожнину камери вихлопного турбінного газу і окислюючого компонента палива, запальник - ініціатор кільцевої детонаційної хвилі з можливістю стаціонарно обертатися і кільцеве надзвукове сопло. 3. Рідинний ракетний двигун за п. 2, який відрізняється тим, що містить два пристрої допалювання, які розташовані в одній площині, що проходить через вісь основної камери двигуна в діаметрально протилежних сторонах і з'єднані розгалуженим газоводом з вихлопним колектором турбіни і з високонапірною магістраллю двигуна. 4. Рідинний ракетний двигун за п. 2, який відрізняється тим, що містить чотири пристрої допалювання, рівномірно розташовані у двох взаємно перпендикулярних площинах, що проходять через вісь основної камери двигуна. 5 UA 107274 C2 6 UA 107274 C2 7 UA 107274 C2 Комп’ютерна верстка Л. Бурлак Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 8