Рідинний ракетний двигун з допалюванням відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату

Реферат: Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний як маршовий рідинний ракетний двигун ступенів ракет-носіїв та розгінних блоків космічних апаратів. 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 112118 C2 (12) UA 112118 C2 UA 112118 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  (1),  п гг   гг / m гг , де ІГГ - імпульс тяги ГГ;  m гг - витрата ГГ відносно малий в порівнянні з питомим імпульсом тяги основної камери двигуна   п k   k / m k , (2) де Ік - імпульс тяги камери;  m k - витрата палива через камеру згоряння двигуна. 20 Співвідношення  п гг /  п k 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  п дв 1    п дв   к   гг  / mк  mгг    п к 25 30 35 40 45 50  п гг   mгг  mк п к   1  mгг / mк   пп к , (3), де П - термічний коефіцієнт корисної дії (0,95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 компонентом палива з підвищенням ІПГГ до рівня, близького тому, який маємо в основній камері (ІПК)· Відомі з багатьох джерел, зокрема [1, 2, 4], способи допалювання ГГ відпрацьованого на турбіні РРД та пристрої з застосуванням відомих способів. Їх недоліком є те, що для їх використання у складі двигуна необхідно мати газогенератор з великою витратою компонентів палива (один із компонентів палива двигуна 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 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 (прототипом) двигуна, де застосовано новий пристрій, є рідинний ракетний двигун, описаний в патенті на винахід № 86966 [5]. До загальних істотних ознак прототипу та двигуна, що заявляється, 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 1 UA 112118 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 колектору з'єднано з високонапірною магістраллю окислюючого компонента палива. В рідинному ракетному двигуні з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу 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 основу винаходу поставлена задача удосконалення конструкції двигуна шляхом застосування нових конструктивних рішень. Для забезпечення високих габаритно-компоновочних характеристик двигуна в пристрої допалювання кільцеву детонаційну камеру згоряння з кільцевою форсунковою головкою (колекторами подачі генераторного газу і окислюючого компонента палива) розташовано навколо надзвукової частини сопла основної камери двигуна і з'єднано з кільцевим надзвуковим соплом центрального тіла, виготовленим по схемі зовнішнього розширення газового потоку навколо профільованого центрального тіла, виготовленого навколо надзвукової частини сопла основної камери двигуна, що забезпечує розрахункове розширення надзвукового потоку сопла, а колектор входу в детонаційну камеру окислювача об'єднано з охолоджуваною стінкою центрального тіла детонаційної камери. На детонаційну кільцеву камеру встановлено ініціатор (запальник) кільцевої детонаційної хвилі, з можливістю стаціонарно обертатися. Для прискорення потоку газу з камери до оптимального ступеня його розширення, що забезпечує підвищення питомого імпульсу пристрою допалювання (ІПгг ) і двигуна в цілому (ІПдв), на камері встановлено кільцеве надзвукове сопло (фіг. 1, 2). З метою забезпечення більш високих енергомасових та габаритно-компоновочних характеристик двигуна кільцева детонаційна камера виготовлена на надзвуковій частині сопла основної камери двигуна, вихідна частина вогневого простору виготовлена в формі кільцевої порожнини і з'єднана з кільцевою щілиною, виготовленою в надзвуковій частині сопла основної камери таким чином, що стінки обтічної поверхні сопла за щілиною вдуву газу створюють надзвукове кільцеве сопло для газу, що вдувається, з внутрішнім струменевим центральним тілом. Рідинний ракетний двигун з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу (фіг. 1, 2) працює таким чином. Після запуску турбіни (1) турбонасосний агрегат (2) від насосів (3) і (4) подає компоненти палива (пальне - з насосу (3) по високонапірній магістралі подачі компонентів пального (5), окислювач - з насоса (4) по високонапірній магістралі подачі компонентів окислювача (6) в охолоджуючі тракти пального (7) і окислювача (8), а потім - в форсункову головку (9) основної камери згоряння (10) двигуна і газогенератор (11), 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 (1). Продукти спалювання палива в основній камері (10) двигуна прискорюються в надзвуковому соплі (12) і створюють основну реактивну тягу двигуна. Відпрацьований на турбіні ГГ із вихлопного колектора турбіни (1) подається по газоводу (13) в газовий кільцевий колектор (14) форсункової головки (15) і далі через форсунки вдуву - в кільцеву детонаційну камеру згоряння (16) пристрою допалювання (17). Одночасно або з деяким запізненням з високонапірної магістралі (6) двигуна надходить окислюючий компонент палива в рідинний кільцевий колектор (18) форсункової головки (15), з якого через форсунки вприску подається в камеру (16) в кількості, достатній для розрахункового допалювання вихлопного газу турбіни. В кільцевій детонаційній камері згоряння (16) спалюють ГГ, для чого до паливної суміші (це ГГ і окислюючий компонент палива) подається ініціюючий імпульс детонації запальником (19). Паливна суміш спалюється (при високому тиску) в спиновій детонаційній хвилі, що стаціонарно обертається. Таким чином досягається підвищення економічності допалювання ГГ. Продукти детонаційного спалювання направляють в надзвукове кільцеве сопло (20) центрального тіла (21), виготовленого по схемі зовнішнього розширення газового потоку навколо профільованого центрального тіла, виготовленого навколо надзвукової частини сопла основної камери двигуна, що забезпечує розрахункове розширення надзвукового потоку сопла, а колектор входу в детонаційну камеру окислювача об'єднано з охолоджуваною стінкою центрального тіла детонаційної камери. З метою забезпечення більш високих енергомасових та габаритно-компоновочних характеристик двигуна (фіг. 2) кільцева детонаційна камера (16) виготовлена на надзвуковій частині сопла (12) основної камери (10) двигуна, вихідна частина вогневого простору виготовлена в формі кільцевої порожнини і з'єднана з кільцевою щілиною (22), виготовленою в надзвуковій частині сопла (12) основної камери (10) таким чином, що стінки обтічної поверхні сопла за щілиною (22) вдуву газу створюють надзвукове кільцеве сопло для вдуваного газу з внутрішнім струменевим центральним тілом. 2 UA 112118 C2 5 10 15 20 Основними перевагами двигуна, що заявляється, є підвищення економічності двигуна і досягнення його високих габаритно-масових характеристик. Список використаних джерел 1. Davidenko D. M. Systematic numerical study of the supersonic combustion in an experimental combustion chamber / D. M. Davidenko, I. Gokalp, E. Dufour and P. Magre // AIAA Paper 2006 7913. 2. Алемасов В. Г. Теория ракетных двигателей / В.Г. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. М.: Машиностроение, 1989. - 464 с. 3. Гахун Г.Г. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др. - М. : Машиностроение, 1989. - 424 с. 4. Конюхов С.Н. Украина космическая. Задача - удержаться на высокотехнологической орбите / С. Н. Конюхов // Экспо 2003, Индустрия Украины. - 2003. - №4(29). - С. 38-42. 5. Патент на винахід 86966 Україна, МПК F02К 9/00. Спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна та устрій для його застосування / Коваленко М.Д., Стрельніков Г.О., Коваленко Г.М., Хоменко О.В., Коваленко Т.О., Сироткіна Н.П.; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. а200610599; заявл. 06.10.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. № 11. - 16 с 6. Коваленко Н.Д. Новая схема жидкостного ракетного двигателя с дожиганием выхлопного газа турбины / Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников, Г.Н. Коваленко // Авиационно-космические технологии. - 2006. - № 10/36. - С. 39-41. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 25 30 35 40 45 1. 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 кільцева детонаційна камера згоряння з кільцевою форсунковою головкою, яка містить колектори подачі генераторного газу і окислюючого компонента палива, розташована навколо надзвукової частини сопла основної камери двигуна і з'єднана з кільцевим надзвуковим соплом центрального тіла, виготовленим по схемі зовнішнього розширення газового потоку навколо профільованого центрального тіла, виготовленого навколо надзвукової частини сопла основної камери двигуна, що забезпечує розрахункове розширення надзвукового потоку сопла, а колектор входу в детонаційну камеру окислювача об'єднано з охолоджуваною стінкою центрального тіла детонаційної камери, на якій встановлено ініціатор (запальник) кільцевої детонаційної хвилі, з можливістю стаціонарно обертатися. 2. Рідинний ракетний двигун за п. 1, який відрізняється тим, що кільцева детонаційна камера виготовлена на надзвуковій частині сопла основної камери двигуна, вихідна частина вогневого простору виготовлена в формі кільцевої порожнини і з'єднана з кільцевою щілиною, виготовленою в надзвуковій частині сопла основної камери таким чином, що стінки обтічної поверхні сопла за щілиною вдуву газу створюють надзвукове кільцеве сопло для газу, що вдувається, з внутрішнім струменевим центральним тілом. 3 UA 112118 C2 4 UA 112118 C2 Комп’ютерна верстка А. Крулевський Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5