Спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна та пристрій для його застосування

1. Спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна, компоненти палива якого після насосів подають в охолоджуючий тракт, а потім - в форсуночну головку камери згоряння, заснований на подачі із вихлопного колектора турбіни в камеру двигуна відпрацьованого на турбіні генераторного газу з великим надлишком пального і одночасною подачею в камеру окислюючого компонента палива, необхідного і достатнього для допалювання газу, який відрізняється тим, що генераторний газ, отриманий в газогенераторі з робочим тиском, приблизно рівним тиску продуктів згорання компонентів палива в камері згорання двигуна, і відпрацьований на турбіні активного типу з розширенням до розрахункового тиску за турбіною, із вихлопного колектора за тур 2 (19) 1 3 86966 4 тором вдуву в стінці сопла з максимальним нака відстоїть від виходу із щілини на віддалі до деближенням до нього. сяти діаметрів вихідного сопла форсунки вприску. 7. Рідинний ракетний двигун за п. 5, який відріз12. Рідинний ракетний двигун за п. 5, який відрізняється тим, що форсунки вприску розташовані в няється тим, що форсунки вприску об'єднані одстінці сопла за кільцевою щілиною вдуву генераним паливним колектором, який з'єднаний магістторного газу з максимальним наближенням до раллю з паливним колектором або магістраллю, нього. розташованою за охолоджуючим трактом камери 8. Рідинний ракетний двигун за п. 5, який відріздвигуна. няється тим, що форсунки вприску виготовлені 13. Рідинний ракетний двигун за п. 12, який відріструменевого типу і установлені в елементах консзняється тим, що в магістралі подачі компонента трукції кільцевої щілини вдуву газу. палива на вприск в сопло встановлено генератор 9. Рідинний ракетний двигун за п. 5, який відрізпульсацій тиску палива. няється тим, що осі форсунок орієнтовані в на14. Рідинний ракетний двигун за п. 13, який відріпрямку руху генераторного газу від входу в колекзняється тим, що генератор пульсацій компонентор до кільцевої щілини. та палива виготовлено у вигляді трубки Вентурі, 10. Рідинний ракетний двигун за п. 5, який відрізщо має спочатку звужуваний канал, за ним - короняється тим, що форсунки виготовлені в ребрах ткий циліндричний, за ним - розширюваний канал. жорсткості кільцевої щілини вдуву газу. 15. Рідинний ракетний двигун за пп. 6-8, який від11. Рідинний ракетний двигун за п. 10, який відрірізняється тим, що в форсунці вприску виготовзняється тим, що ребра жорсткості виготовлені в лено генератор пульсацій тиску компонента палиформі аеродинамічного профілю, а їх задня кромва. Винахід відноситься до ракетно-космічної техніки і може бути використаний в якості маршового рідинного ракетного двигуна (РРД) ступенів ракетносіїв та розгінних блоків космічних апаратів. Відомі з багатьох джерел, зокрема [1, 2, 3], способи допалювання відпрацьованого на турбіні газу РРД з турбонасосною системою подачі компонентів палива в камеру згорання, та устрої з застосуванням відомих засобів. Найбільші переваги мають і знайшли широке застосування відомі способи допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату (ТНА) двигуна в його основній камері згорання. Ці способи полягають у подачі повністю одного з компонентів палива в газогенератор і спалюванні його з іншим компонентом при співвідношенні, що забезпечує процес у газогенераторі й необхідну для турбіни температуру генераторного газу. Генераторний газ подається на привод турбіни, після якої надходить у камеру згоряння. У камері згоряння газ допалюється при співвідношенні компонентів палива, близькому до стехіометричного. Організація такого процесу в ракетному двигуні дає істотний виграш у питомому імпульсі в порівнянні із процесом у схемі двигуна без допалювання генераторного газу, у якому газ після турбіни направляється в неекономічні вихлопні сопла [1, 2] або вдувається в надзвукову частину сопла. В останньому випадку генераторний газ також використається з меншою ефективністю в порівнянні з випадком його допалювання безпосередньо в камері згоряння. 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 генераторного газу (більшим приблизно в 1,5 рази ніж в камері згорання). В зв'язку з цим більш складними і менш надійними стають насоси і турбіну ТНА, газоводи, паливні трубопроводи. При такому високому тиску компонентів палива і генераторного газу різко збільшується маса двигуна, збільшується об'єм, термін і витрати коштів на відпрацювання агрегатів і двигуна в цілому. Зазначення недоліків не мають двигуни без допалювання відпрацьованого на турбіні генераторного газу. Але такі двигуни мають меншу економічність, яку характеризує питомий імпульс тяги двигуна, в зв'язку з неекономічним використанням відпрацьованого на турбіні газу, який направляють в спеціальні вихлопні сопла [1, 2], або вдувають в надзвукову частину сопла [4]. Аналогом двигуна, де застосовується новий спосіб допалювання відпрацьованого на турбіні генераторного газу, є рідинний ракетний двигун без допалювання в камері генераторного газу, який направляється із вихлопного колектору турбіни в колектор вдуву його в надзвукову частину сопла. Це є рідинний ракетний двигун РД861К [4], приведений на Фіг.1. До загальних істотних ознак двигуна-аналогу і нового двигуна з застосованим новим способом допалювання відпрацьованого на турбіні генераторного газу відноситься камера згорання з надзвуковим соплом, турбонасосна система подачі і регулювання витрат компонентів палива приблизно одного тиску в камеру згорання і газогенератор ТНА з турбіною, вихідний колектор якої сполучено з колектором вдуву генераторного газу з великим надлишком пального в надзвукову частину сопла. Недоліком двигуна - прототипу є те, що він має низьку економічність в зв'язку з витратою низькотемпературного генераторного газу. Найбільш близьким аналогом способу, що заявляється, обраний за прототип, є спосіб допалювання генераторного газу, реалізований на двигуні 15Д12 [3], зображеному на Фіг.2. 5 86966 6 Спосіб включає подачу із вихлопного колекто- з метою подальшого підвищення повноти дору турбіни в камеру двигуна відпрацьованого на палювання генераторного газу і таким чином піднеї генераторного газу з великим надлишком павищення економічності (питомого імпульсу тяги) льного і направлення його по газоводу до колектодвигуна, окислюючий компонент палива до вприсру вдуву через форсуночну голівку в камеру згоку його в надзвукову частину сопла 2 підігрівають в рання, подачу з невеликим запізненням в камеру охолоджуючому тракту "О" камери згоряння двигузгорання двигуна окислюючого компоненту палива на і відбирають його із колектору 16 (Фіг.3б); в кількості, достатній для досягнення оптимально- з метою подальшого підвищення повноти та го співвідношення окислюючого і пального компоскорочення довжини зони допалювання вихлопнонентів палива. го газу в окислюючому компоненті палива до поНедоліками способу прототипу є ті, що зазнадачі його в зону взаємодії вдуваємого генераторчені вище. Для допалювання відпрацьованого на ного газу з надзвуковим потоком сопла генерують турбіні генераторного газу необхідно забезпечити низькочастотні пульсації тиску (Фіг.3в). високий тиск газу на вході в камеру згорання, що Метою винаходу є також вдосконалення консвимагає мати високий тиск газу за турбіною, а татрукції двигуна шляхом застосування нових схемкож в газогенераторі. них і конструктивних рішень щодо допалювання До загальних істотних ознак прототипу і нового генераторного газу. Це досягається використанспособу, що заявляється, відносяться: ням нижчеподаних варіантів виконання конструкції - подача з колектору за турбіною до камери 1 двигуна: двигуна відпрацьованого на турбіні генераторного - в зоні вдуву генераторного газу рівномірно по газу з великим надлишком пального для подальпериметру поперечного перетину сопла встановшого його допалювання; лені форсунки 19 вприску окислюючого компонен- подача до камери двигуна окислюючого комту палива, які з'єднані з високонапірної магістралпоненту палива в кількості, необхідній і достатній лю 7 системі подачі компонентів палива в камеру для допалювання генераторного газу, відпрацьодвигуна (Фіг.3г); ваного на турбіні. - з метою забезпечення розпилення окислюВ основу винаходу поставлено задачу удосковача в прошарку прилеглого до стінки сопла потоналення способу допалювання низькотемпературку генераторного газу форсунки вприску 19 розтаного генераторного газу, відпрацьованого на туршовані рівномірно по периметру перед колектором біні і маючого великий надлишок пального, за вдуву 12 в стінці сопла з максимальним приблирахунок організації процесу допалювання в умовах жениям до щілини вдуву Щ (Фіг.3д); низького тиску (більше ніж в 20 разів меншому - з метою підвищення повноти допалювання тиску в камері згорання двигуна) в надзвуковій вдуваємого газу за рахунок забезпечення рівномічастині сопла. рності і високої якості розпилу окислювача в потоці Поставлена задача вирішується тим (див. вдуваємого генераторного газу центробіжні форФіг.3), що генераторний газ, отриманий в газогесунки вприску 19 розташовані в стінці сопла за нераторі 3 з робочим тиском, приблизно рівним кільцевою щілиною Щ вдуву генераторного газу тиску продуктів згорання компонентів палива в (Фіг.3е); камері згорання 1 двигуна, і відпрацьований на - з метою забезпечення більш високих повноти турбіні 4 активного типу з розширенням до розрадопалювання генераторного газу та надійності хункового тиску за турбіною, із вихлопного колекроботи сопла форсунки вприску 19 виготовлені тору 11 за турбіною 4 направляють в кільцевий струменевого типу і установлені в елементах консколектор 12 на надзвуковій частині сопла 2 камери трукції кільцевої щілини вдуву газу Щ (Фіг.3ж); двигуна, із якого газ вдувають через кільцеву щі- з метою підвищення повноти згоряння вдувалину Щ сопла, що з'єднає внутрішню порожнину ємого газу за рахунок організації допалювання колектору 12 з внутрішнім простором сопла 2, в окислювача в зоні відриву потоку за ребром жорснадзвуковий потік сопла. Одночасно з кільцевим ткості 13 форсунки 19 орієнтовані в напрямку руху вдувом генераторного газу в цю ж надзвукову часгенераторного газу от входу в колектор 12 до кільтину сопла подають рівномірно розподілений по цевої щілини Щ (Фіг.3и); периметру сопла окислюючий компонент палива із - з метою підвищення повноти допалювання магістралі 21 при співвідношенні компонентів павдуваємого газу за рахунок зменшення відносної лива, близькому до стехіометричного для забезшвидкості струменю, що впорскується, струменеві печення повного згоряння генераторного газу в форсунки вприску 19 виготовлено в ребрах жорстсоплі. кості 13 кільцевої щілини Щ вдуву генераторного Подальше збільшення ефективності допалюгазу в сопло (Фіг.3к); вання генераторного газу й підвищення надійності - з метою зменшення втрат тиску в кільцевій соплового блоку двигуна досягається використанщілині Щ ребра жорсткості 13 виготовлені в формі ням одного з нижчеподаних варіантів способу ораеродинамічного профілю а їх задня кромка відганізації процесу в соплі: стоїть від виходу із щілини Щ на віддалі до десяти - з метою забезпечення більш високих повноти діаметрів (dФ) вихідного сопла форсунки вприску допалювання генераторного газу та надійності (Фіг.3л). роботи соплового блоку камери 1 двигуна, окис- з метою підвищення енергокількості комполюючий компонент палива вприскують поблизу нента палива, що впорскується, форсунки вприску основи струменя генераторного газу, що видуваоб'єднані одним паливним колектором 23, який ється з кільцевої щілини Щ сопла 2(Фіг.3а); з'єднаний магістраллю 24 з паливним колектором 7 86966 8 16 або магістраллю 25, розташованою за охоловиготовлені центробіжними (з закруткою вприскуджуючим трактом камери двигуна (Фіг.3м); ємої рідини) або струменевими (без закрутки) і - з метою підвищення повноти та скорочення встановлюються на камері в різних варіантах комдовжини зони допалювання генераторного газу в понування. магістралі 24 подачі окислюючого компоненту паУстрій працює таким чином. лива до форсунок вприску встановлено генератор Турбонасосна система от насосів 5 і 6 надає 22 пульсацій тиску або витрат рідини (Фіг.3в); компоненти палива по трубопроводам 7 і 8 до вхі- з метою сполучення командних і керуючих дних колекторів 14 і 15 охолоджуючих трактів кафункцій при генеруванні низькочастотних пульсамери згорання 1. Після охолодження камері згоцій компонента палива, що впорскується, генерарання підігріті компоненті палива надходять в тор 22 пульсацій тиску рідини виготовлено у вивихідні колектори 16 і 17, з котрих поступають в гляді трубки Вентурі (спочатку звужуючогося, а форсуночну голівку 18, згорають при оптимальнопотім розширюючогося каналу) і встановлено в му співвідношенні секундних витрат, витікають із загальну для всіх форсунок магістраль 24 (Фіг.3м); сопла і створюють реактивну тягу. По трубопрово- з метою спрощення конструкції й підвищення дам 9 і 10 компоненти палива, які відбираються із надійності системи упорскування в форсунці вприосновних паливних трубопроводів 7 і 8, поступаску виготовлено генератор пульсацій тиску компоють в газогенератор 3. Генераторній газ з газогененту палива (Фіг.3н). нератору 3 надходить на турбіну 4, з вихлопного Суть винаходу пояснюється кресленням на колектора 11 якої він надходить до кільцевого коФіг.3, де зображено схема запропонованого двигулектору 12. З колектору 12 генераторний газ вдуна. Ракетний двигун містить в собі камеру згоранвається в надзвукову частину сопла 2 через кільня 1 з надзвуковим соплом 2, турбонасосну систецеву щілину Щ. му подачі компонентів палива в камеру згорання, Окислюючий компонент палива відбирається з яка включає газогенератор 3, турбіну 4, насос окимагістралі 7 і надається по магістралі 21 до колекслювача 5, насос пального 6. По трубопроводам тору 20 форсунок вприску 19. В надзвукової часокислювача 7 і пального 8 компоненти палива пістині сопла 2 окислювач взаємодіє з вдуваємім геля охолодження стінок камери надаються до канераторним газом, який таким чином допалюється, мери згорання. По трубопроводам окислювача 9 і що підвищує реактивну тягу двигуна. пального 10 компоненти палива надаються до Таким чином, перевагою винаходу є підвигазогенератора. Вихлопний колектор 11 турбіни 4 щення економічності (питомого імпульсу тяги) двиз'єднаний з кільцевим колектором 12 вдуву в сопгуна при збережені високих габаритно-масових ло відпрацьованого на турбіні 4 генераторного його характеристик. газу, якій розташовано у надзвуковій частині сопла Список використаних джерел і з'єднано кільцевою щілиною Щ з проточною (вну1. Алемасов В.Г., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. трішньою) частиною сопла. В забезпечення рівноТеория ракетных двигателей. - Μ.: Машиностроемірності і стабільності геометричних характеристик ние, 1989. - 464 с. щілини Щ стінки щілини з'єднані ребрами 13 жорс2. Назаренко В.Φ. Иванов И.И. - Конструктор, ткості, які рівномірно розташовано по периметру учёный, организатор // Техническая механика. щілини Щ. Вхідні паливні колектори окислювача 14 2003. - №2. - С.6-17. і пального 15 з'єднані з охолоджуючим трактами, 3. Коваленко Н.Д. Ракетный двигатель как исякі закінчуються вихідними колекторами 16 і 17, із полнительный орган системы управления полетом яких компоненти палива надаються в форсуночну ракет. - Днепропетровск: ИТМ НАЛУ и НКАУ, голівку 18 камери згорання 1. 2003,-412 с. Для допалювання відпрацьованого на турбіні 4 4. Конюхов С.Н. Украина космическая. Задача генераторного газу, що має великий надлишок удержаться на высокотехнологической орбите. // пального, на надзвуковій частині сопла виготовлеЭкспо 2003, Индустрия Украины. - 2003. - №4 (29).но форсунки вприску 19. Форсунки 19 можуть бути С.38-42. 9 86966 10 11 86966 12 13 86966 14 15 Комп’ютерна верстка В. Мацело 86966 Підписне 16 Тираж 28 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