Рідинний ракетний двигун з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу та з регульованим вектором тяги

1. Рідинний ракетний двигун з турбонасосною системою подачі двох компонентів палива в камеру двигуна і допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу в надзвуковій частині сопла, до складу якого входять камера згоряння з надзвуковим соплом, які мають охолоджуючі тракти з паливними вхідними і вихідними колекторами, турбонасосна система подачі компонентів палива з газогенератором, що працює на основних компонентах палива з великим надлишком пального, і з активного типу турбіною, вихлопний колектор якої з'єднаний газоводом з кільцевим газовим колектором, виготовленим в середній частині надзвукового сопла з кільцевою щілиною вдуву відпрацьованого на турбіні генераторного газу, яка з'єднує порожнину колектора вдуву з порожниною сопла, форсунки вприску в сопло окислюючого компонен C2 2 UA 1 3 Недолік цих двигунів у тому, що у їх складі є газогенератор з великою витратою палива (один із компонентів палива двигуна в цілому і частина другого) і великим тиском палива і генераторного газу (більшим в ~ 1,5 рази ніж в камері згоряння). В зв'язку з цим більш складними і менш надійними стають насоси і турбіна ТНА, різко збільшуються маса двигуна, об'єм, термін і витрати коштів на відпрацювання агрегатів і двигуна в цілому. Зазначених недоліків не мають двигуни з допалюванням генераторного газу в надзвуковій частині сопла [3]. При таких умовах допалювання вихлопного газу турбіни забезпечуються простота конструкції та високі масові характеристики ТНА, маловитратного газогенератора та двигуна в цілому. В той же час економічність двигуна, яку характеризує питомий імпульс тяги, може підвищуватися до рівня, характерного для двигунів з допалюванням вихлопного газу в камері згоряння [3]. Як відзначається в [3], спосіб допалювання відпрацьованого на турбіні генераторного газу в надзвуковому потоці сопла маршової камери двигуна має найбільші переваги при застосуванні його на двигунах верхніх ступенів ракет або розгінних блоків космічних апаратів. Для цих двигунів характерним є те, що в умовах низького тиску навколишнього середовища вони працюють на розрахунковому режимі роботи сопла при всіх (низьких) рівнях тиску в камері згоряння. В зв'язку з цим сопла камер таких двигунів виготовляють з великим ступенем розширення в декілька разів (8 - 10) більшим, ніж у двигунів першого ступеня ракет. Такі сопла мають велику довжину і поверхню, впродовж якої є можливість повного допалювання вихлопного газу турбіни. Недоліком двигуна по патенту [3] (з допалюванням вихлопного газу турбіни в надзвуковій частині сопла основної камери) є те, що в ньому не регулюється вектор тяги, в зв'язку з цим різко зменшуються функціональні можливості і балістичні характеристики двигунної установки в цілому. Відомі з багатьох джерел, зокрема [1, 2, 4, 5] механічні та термогазодинамічні способи та устрої регулювання вектора тяги (ВТ) ракетного двигуна. Але використання у двигунах з допалюванням вихлопного турбінного газу в надзвуковій частині сопла (по зазначеному вище патенту [3]) відомих устроїв регулювання вектора тяги недоцільно або неможливо. Деякі відомі рішення по системі регулювання вектора тяги не сумісні з рішеннями по допалюванню вихлопного газу або потребують використання у складі двигуна додаткових устроїв, агрегатів, систем, при цьому збільшується маса конструкції двигуна, зростають об'єм, термін і витрати коштів на відпрацювання двигуна в цілому. Так найбільш поширені серед механічних є системи, основані на хитанні камери або двигуна в цілому, мають складний по конструкції масоємкий шарнірний агрегат і складну систему хитання двигуна, при цьому зростає осьовий габарит двигуна, зменшується можливість щільного компонування двигунної установки, більш складним і менш надійним стає наземне відпрацювання системи регулювання вектора тяги і двигуна в цілому. 94359 4 Більш перспективним можна вважати застосування термогазодинамічних систем регулювання ВТ, що базуються на управлінні надзвуковим потоком в соплі камери двигуна при застосуванні несиметричного вдуву генераторного газу або вприску компонентів палива. Ці системи мають найбільш високі динамічні, енергомасові та габаритні характеристики, вони успішно застосовані на ряді рідинних та твердопаливних двигунах, забезпечивши ступеням ракет високі енергомасові та експлуатаційні характеристики [2, 4]. Однак відомі системи з вдувом генераторного газу мають великі переваги перед іншими при застосуванні їх в РРД з допалюванням вихлопного турбінного газу в основній камері згоряння двигуна. У складі таких двигунів є газогенератор і турбіна з великою секундною витратою основного ракетного палива, з яких можливо, без суттєвого впливу на режими роботи основних агрегатів двигуна, частину вихлопного газу турбіни використати для вдуву в сопло з метою регулювання вектору тяги. Для рідинних ракетних двигунів другого типу переваги мають системи з вприском в сопло основних компонентів палива. В РРД з вдувом вихлопного турбінного газу в надзвукову частину сопла більш доцільно застосувати систему несиметричного вприску в надзвукову частину одного окислюючого компонента палива, як це запропоновано в патентах України на винаходи [3, 5]. Найбільш близьким аналогом двигуна, де застосовано нові рішення, є рідинний ракетний двигун з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу по патенту України [3]. До загальних істотних ознак двигунапрототипу і двигуна, що заявляється відноситься те, що двигун установлено нерухомо і щільно компонується. Він містить в собі камеру згоряння з надзвуковим соплом, які охолоджуються регенеративно основними компонентами палива, турбонасосну систему подачі двох компонентів палива приблизно одного тиску в камеру згоряння двигуна і газогенератор, що генерує для турбіни робочий газ, з великим надлишком пального. Вихідний колектор турбіни сполучено газоводом з кільцевим колектором, виготовленим в середній частині надзвукового сопла і з'єднаним кільцевою щілиною з внутрішнім простором сопла; на стінці сопла в зоні щілини вдуву в сопло генераторного газу виготовлено кільцевий колектор з форсунками вприску окислюючого компонента палива в сопло, який з'єднаний з трубопроводом, що відбирає окислюючий компонент з високо-напірної магістралі двигуна. Недоліком двигуна прототипу є те, що він не має системи регулювання вектора тяги, в зв'язку з чим має звужені функціональні можливості, а тому і відносно низькі експлуатаційні характеристики; при цьому використання по прямому призначенню відомих систем регулювання ВТ двигуна прототипу, як відзначено вище, суттєво ускладнює схему і знижує габаритно-масові характеристики двигуна і двигунної установки в цілому. В основу винаходу поставлена задача удосконалення двигуна за рахунок застосування нових схемних і конструктивних рішень щодо регулюван 5 ня вектора тяги двигуна-прототипу з урахуванням особливостей допалювання відпрацьованого на турбіні генераторного газу. Поставлена задача вирішується тим, що для регулювання ВТ використовується основна складова частина двигуна-прототипу - це система вприску в надзвукову частину сопла окислюючого компонента палива для допалювання генераторного газу. Це досягається використанням нижчеподаних варіантів виконання конструкції двигуна: - в кільцевому колекторі з форсунками вприску в сопло окислюючого компонента палива виготовлено чотири перегородки таким чином, що колектор стає розділеним на чотири секції; вісь симетрії кожної секції вприску розташована в площинах керування польотом ступеня ракети щодо тангажу і курсу; кожні дві діаметрально протилежні секції вприску окислювача (секції тангажу або курсу) з'єднані між собою трубопроводом з гідророзподільником, керованим приводом по командам від системи управління польотом, вхідний патрубок гідророзподільника з'єднано з трубопроводом подачі окислюючого компонента в секції тангажу (курсу), який в свою чергу з'єднаний з трубопроводом подачі відбираємого для допалювання вихлопного генераторного газу турбіни окислюючого компонента палива із високонапірної магістралі двигуна; - з метою підвищення енергоємкості вприскуємого в сопло окислювача трубопровід подачі відбираємого окислювача з'єднаний з високонапірною магістраллю двигуна, розташованою за охолоджуючим трактом камери двигуна; - з метою розширення діапазону регулювання вектора тяги двигуна без додаткових витрат окислюючого компонента палива в місті розгалуження трубопроводу на трубопроводи подачі окислювача в канали тангажу і курсу встановлено гідророзподільник з приводом, з'єднаним з приводами гідророзподільників каналів тангажу і курсу; - з метою підвищення економічності регулювання ВТ в трубопровід до гідророзподільника встановлено генератор пульсацій тиску рідини. Суть винаходу пояснюється кресленням на фіг. 1, де зображена схема двигуна з допалюванням вихлопного турбінного газу в надзвуковій частині сопла і системою газодинамічного регулювання вектора тяги. Ракетний двигун містить в собі камеру згоряння 1 з надзвуковим соплом 2, турбонасосну систему подачі компонентів палива в камеру, яка включає газогенератор 3, турбіну 4, насос окислювача 5, насос пального 6. По трубопроводам окислювача 7 і пального 8 компоненти палива після охолодження стінок камери надаються до камери згоряння 1. Одночасно по трубопроводам 9 і 10 компоненти палива надаються в газогенератор 3, де створюється генераторний газ з великим надлишком пального, який надходить на турбіну 4 і, віддав частину енергії турбіні, надходить у вихлопний колектор 11. Вихлопний колектор 11 турбіни з'єднаний з кільцевим колектором 12 вдуву в сопло відпрацьованого на турбіні 4 генераторного газу, який розташовано у надзвуковій частині сопла і з'єднано щілиною Щ з проточною (внутрішньою) частиною сопла. В забезпечення рівномір 94359 6 ності і стабільності геометричних характеристик щілини Щ стінки щілини з'єднані ребрами жорсткості 13, які рівномірно розташовані по периметру щілини Щ. Вхідні паливні колектори окислювача 14 і пального 15 з'єднані з охолоджуючими трактами камери, які закінчуються вихідними колекторами 16 і 17, із яких компоненти палива надаються у форсуночну голівку 18 камери згоряння 1. Для допалювання відпрацьованого на турбіні 4 генераторного газу, на надзвуковій частині сопла виготовлено форсунки вприску 19 окислювача, який надається до форсунок із кільцевого колектора 20, виготовленого на стінці сопла і з'єднаного розгалуженою системою трубопроводів 21 і 24 з основним трубопроводом 7. Для регулювання вектора тяги двигуна колектор 20 вприску окислюючого компонента палива в сопло 2 розділено перегородками 22 на чотири секції 20Т1, 20Т2, 20К1, 20К2 (перетин А - А фіг. 1). Кожні дві протилежні секції 20Т1, 20Т2 і 20К1 і 20К2 з'єднані між собою трубопроводами 24Т і 24К з гідророзподільниками 23Т і 23К, що мають приводи 25Т і 25К, з'єднані з системою управління СУ вектором тяги по площинам тангажу і курсу. На фіг. 2 показано гідророзподільник 26 з приводом 27, який встановлено в трубопровід 21 а для розширення діапазону регулювання вектору тяги двигуна в одній із площин по тангажу або курсу без збільшення витрат окислювача для вприску в сопло. При цьому гідророзподільник 26 перерозподіляє витрати окислювача між гідророзподільниками 23К і 23Т. На фіг. 3 показано генератор 28 пульсацій тиску рідини, встановлений в трубопровід 21 для інтенсифікації процесу допалювання генераторного газу в соплі камери двигуна. Устрій працює таким чином. Турбонасосна система 3, 4, 5, 6 надає компоненти палива по трубопроводам 7 і 8 до вхідних колекторів 14 і 15 охолоджуючих трактів камери згоряння 1. Після охолодження камери згоряння підігріті компоненти палива надходять в вихідні колектори 16 і 17, з котрих поступають в форсуночну голівку 18, згорають при оптимальному співвідношенні секундних витрат, продукти згоряння витікають із сопла і створюють реактивну тягу. По трубопроводам 9 і 10 компоненти палива, які відбираються із основних паливних трубопроводів 7 і 8 поступають в газогенератор 3. Генераторний газ з газогенератора 3 надходить на турбіну 4, з вихлопного колектора 11 він надходить до кільцевого колектора 12. З колектора 12 генераторний газ вдувається в надзвуковий потік сопла 2 через кільцеву щілину Щ. Для допалювання вдуваємого в сопло газу окислюючий компонент відбирається з магістралі 7 або з колектора 16 і надається по магістралі 21 або магістралі 21а в розподільну гідросистему регулювання вектора тяги до гідророзподільників 23 і далі до колектора 20 форсунок вприску 19. В надзвуковій частині сопла 2 окислювач взаємодіє з вдуваємим генераторним газом, який таким чином допалюється, що підвищує реактивну тягу двигуна. При відсутності потреби в регулюванні вектора тяги гідророзподільниками 23 окислюючий компонент направляється рівномірно 7 у всі секції колектора 20. Для регулювання вектора тяги по тангажу і курсу гідророзподільники 23, по командам системи управління СУ на приводи 25 перерозподіляють витрати окислювача нерівномірно між протилежними секціями в залежності від потрібних бокових управляючих сил. При різних витратах окислювача в протилежних секціях створюються бокові неурівноважені бокові сили і таким чином змінюється вектор тяги двигуна. Для забезпечення максимальних бокових сил, наприклад, в площині тангаж, весь окислювач, що проходить через гідророзподільник 23Т, направляється в одну із секцій 20Т, в іншій може залишатись тільки витік. Аналогічно регулюється вектор тяги в площині курсу. Для збільшення бокових сил в одній із площин управління вектором тяги, наприклад по тангажу, шляхом перерозподілу окислювача між площинами в гідророзподільних системах тангажу і курсу, в трубопровід 21 встановлено гідророзподільник 26 з приводом 27, з'єднаний, наприклад, електрично, з приводами 25 гідророзподільників 23 (фіг. 2). Привод 27 вступає в роботу при досягненні приводом 25 свого крайнього положення, коли вся витрата окислювача направляється в одну площину. При використанні в системі керування вектором тяги устроїв, генеруючих пульсації тиску окислюючого компонента палива (устрої 28 встановлені в магістралі 21 до гідророзподільників (фіг. 3), устрої вступають в постійну роботу одночасно з подачею окислювача в сопло і забезпечують інтенсифікацію процесу допалювання генераторного газу в соплі і регулювання вектора тяги. 94359 8 Таким чином, перевагою винаходу є розширення функціональних можливостей та експлуатаційних характеристик двигуна за рахунок нової схеми термогазодинамічного регулювання вектора тяги при збереженні високих енергомасових і габаритно-компоновочних характеристик. Джерела інформації: 1. Алемасов В.Г. Теория ракетных двигателей / В.Г. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. - М,: Машиностроение, 1989. - 484 с. 2. Ракети і космічні апарати конструкторського бюро «Південне». Під загальною редакцією С.М. Конюхова. - Дніпропетровськ : ООО «КолорГраф». - OOO PA «Тандем - У», 2001. - 240 с. 3. Пат. на винахід 86966 Україна, МПК F23Н9/00, F02К9/42. Спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна та пристрій для його застосування / Коваленко М.Д., Стрельников Г.O. та інші; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки ПАНУ і НКАУ. 2006 10599; заявл. 06.10.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. № 11. - 16 с. 4. Коваленко Н.Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет / Н.Д. Коваленко. - Днепропетровск : ИТМ НАНУ и НКАУ, 2003. - 412 с. 5. Пат. на винахід 86958 Україна, МПК F02К9/00, F02К9/42. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги / Коваленко М.Д., Стрельников Г.O. та інші; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки ПАНУ і НКАУ. 200607625; заявл. 07.07.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. № 11.- 10с. 9 Комп’ютерна верстка В. Мацело 94359 Підписне 10 Тираж 23 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601