Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для доставки космических аппаратов на различные высокоэнергетические орбиты и отлетные от Земли траектории. В двух вариантах безнасосного криогенного жидкостного ракетного двигателя, в составе которых содержатся камера двигателя с камерой сгорания и рубашкой охлаждения, баки с жидкими горючим и окислителем, системы подачи топлива, для подачи каждого компонента топлива из бака в камеру двигателя используют пару параллельно подключенных промежуточных баллонов с запорными устройствами на входе и выходе, внутри промежуточных баллонов имеется мерная емкость с расширительным соплом и теплообменником, а полости промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса газообразных остатков. В первом варианте двигателя выходы промежуточных баллонов горючего соединены через регулятор давления с входом в рубашку охлаждения камеры двигателя, а выходы промежуточных баллонов окислителя соединены через регулятор давления с входом в камеру сгорания двигателя, кроме этого входы теплообменников промежуточных баллонов через запорные устройства подсоединены к выходу рубашки охлаждения камеры двигателя, а выходы теплообменников соединены с входом горючего в камеру сгорания двигателя. Во втором варианте рубашка охлаждения камеры двигателя разделена на секцию охлаждения горючим и секцию охлаждения окислителем, при этом выходы промежуточных баллонов горючего и окислителя соединены через регуляторы давления с входами секций рубашки охлаждения камеры двигателя горючим и окислителем соответственно, кроме этого входы теплообменников промежуточных баллонов горючего и окислителя через запорные устройства присоединены к выходам соответствующих секций охлаждения камеры двигателя, а выходы теплообменников промежуточных баллонов горючего и окислителя соединены с соответствующими входами этих компонентов в камеру сгорания двигателя. Изобретение обеспечивает создание надежного и экологически чистого криогенного ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива, обладающего повышенной эффективностью и расширенной областью применения и имеющего пониженные габариты и массу при более высокой надежности запуска в условиях невесомости, повышенные равномерность и экономичность расхода топлива, упрощенные режимы работы, пониженную стоимость разработки и изготовления двигателя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Рисунки к патенту РФ 2492342
Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть применено в двигательных (ДУ) и энергетических (ЭУ) установках перспективных средств межорбитальной транспортировки (СМТ) - верхних ступеней ракет-носителей (ВС), апогейных ступеней (АС), разгонных блоков (РБ) и межорбитальных буксиров (МБ), предназначенных для доставки космических аппаратов (КА) на различные эллиптические и круговые орбиты, а также на отлетные траектории (к Луне, Марсу и т.д.).
В настоящее время доминирующее положение в ДУ СМТ занимают жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, основными недостатками которой являются высоконапряженные параметры работы, относительная сложность конструкции и пониженная надежность, приводящие к большим затратам времени и средств при отработке ЖРД для достижения требуемой надежности. В связи с этим, а также благодаря прогрессу в создании легких и высокопрочных композиционных материалов, актуальным становится возвращение к разработке и использованию маршевых ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива (ВСПТ), имеющей такие преимущества, как простота, надежность, низкая стоимость разработки и изготовления, быстрое приведение системы в рабочее состояние. Традиционным типом ВСПТ является система с вытеснением жидких компонентов топлива из баков на вход в ЖРД газообразным рабочим телом наддува (например, гелием).
Однако для двигателей СМТ на криогенных, экологически чистых топливах, имеющих, как правило, пониженную плотность (например, топливо Н 2 +O 2), использование традиционной ВСПТ, вместо турбонасосной системы, приводит к значительному снижению массы доставляемого КА и повышению удельной стоимости его доставки вследствие:
Использования крупногабаритных топливных баков с высоким внутрибаковым давлением (p б >4 МПа);
Большой потребной массы газов наддува баков, являющейся пассивной массой;
Пониженных характеристик ЖРД из-за низкого оптимального давления в камере сгорания p к opt (в частности, для двигателей РБ на топливе Н 2 +O 2 p к орt 2 МПа).
Из двигателей с ВСПТ нетрадиционного типа известны два варианта ЖРД многократного включения , имеющие повышенную (в сравнении с турбонасосными ЖРД) эффективность применения и взятые в качестве прототипа. Преимущества прототипа перед ЖРД с ВСПТ традиционного типа определяются тем, что его крупногабаритные топливные баки имеют низкое внутрибаковое давление (p б <0,2 МПа), а непосредственное питание двигателя осуществляется самовытеснением газифицируемых компонентов топлива из малоразмерных промежуточных баллонов окислителя (ПБО) и горючего (ПБГ). Газификация горючего и окислителя в ПБО и ПБГ осуществляется за счет тепла, снимаемого с рубашки охлаждения камеры двигателя. В сравнении с ВСПТ традиционного типа такая система подачи позволяет:
Многократно (в 3 6 раз) снизить массу топливных баков и, примерно на порядок, массу системы их наддува (включая массу газов наддува и массу баллонов их хранения);
Значительно поднять давление в камере сгорания (КС) двигателя, увеличить степень расширения его сопла и удельный импульс тяги при прочих равных условиях;
Обеспечить более высокую полноту сгорания топлива, упрощенное регулирование режимов работы двигателя и снижение массы невырабатываемых топливных остатков благодаря полной газификации компонентов топлива перед их подачей на вход двигателя.
При этом прототип имеет и ряд недостатков. Относительно небольшие объемы и массы высоконапорных средств подачи топлива (ПБО и ПБГ) достигаются за счет малой тяги (Р 1 кН) и коротких включений двигателя ( вкл 15 мин). Это, в свою очередь, предполагает использование многовитковых, длительных схем межорбитальных перелетов с большой кратностью включений маршевого двигателя (до n=100 и более).
Ресиверы окислителя и горючего в прототипе имеют относительно небольшие объемы и массу только в случае их использования на участке запуска и выхода ЖРД на установившийся режим (т.е. на участке прогрева его рубашки охлаждения длительностью вых 10 с). При необходимости обеспечения длительной и непрерывной работы ЖРД (за счет поочередных включений и «перезарядок» ресивера и промежуточного баллона в линиях подачи каждого из компонентов) длительность включений ресиверов, их требуемые объемы и масса должны быть увеличены на порядок, а при одновременном увеличении и тяги двигателя - на два порядка. При этом для длительной работы ЖРД потребуется четкая синхронизация процессов опорожнения ПБО и ПБГ и их «зарядки» с соответствующим усложнением системы подачи. Дополнительной проблемой является и существенная переменность давления и температуры компонентов топлива, поступающих на вход ЖРД из нерегулируемых ресиверов в процессе их опорожнения.
Таким образом, областью эффективного применения прототипа являются межорбитальные перелеты, выполняемые с помощью СМТ (АС, РБ и МБ) по многовитковым схемам, где допустимо использование маршевых ЖРД с ограниченной тягой (Р 1 кН) и ограниченными импульсами тяги во включениях (I 10 6 Н·с).
Цель настоящего изобретения состоит в создании надежного и экологически чистого криогенного ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива, обладающего повышенной эффективностью и расширенной областью применения и имеющего:
Пониженные габариты и массу двигателя в целом;
Повышенную равномерность подачи топлива и упрощенные режимы работы;
Повышенную надежность запуска двигателя в условиях невесомости;
Повышенную экономичность двигателя в расходе топлива;
Пониженную стоимость разработки и изготовления двигателя.
Поставленная цель достигается в двух вариантах двигателя.
В первом варианте, в безнасосном криогенном ЖРД, содержащем линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления и камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, рубашку охлаждения камеры двигателя, теплообменники промежуточных баллонов окислителя и горючего с запорными устройствами на входе и камеру сгорания, параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа.
Отличительными признаками от варианта № 1 прототипа является то, что параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключают баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа. Эти отличия позволяют:
Использовать дублирующий промежуточный баллон в линиях подачи каждого из компонентов во время «перезарядки» основного промежуточного баллона новой порцией жидкого компонента (и наоборот) без останова двигателя;
Изъять из состава ЖРД ресиверы окислителя и горючего (поскольку их функции поочередно выполняют основной и дублирующий промежуточные баллоны);
Более эффективно использовать газообразные остатки из промежуточных баллонов перед их «перезарядкой» новой порцией жидкого компонента.
Поочередное использование в линиях подачи каждого из компонентов двух промежуточных баллонов (вместо одного у прототипа ) предоставляет возможности:
1) увеличения, примерно на порядок, тяги двигателя (либо такого же сокращения емкости промежуточных баллонов при неизменной тяге);
2) реализации непрерывного и сколь угодно длительного установившегося режима работы маршевого ЖРД (независимо от емкости промежуточных баллонов).
Эти возможности расширяют область применения предлагаемого двигателя (например, за счет использования в ВС и в многократно более грузоподъемных СМТ, где требуется более высокий уровень тяги), а также повышают эффективность выполнения задач, характерных для прототипа . Например, использование в РБ этого двигателя такой же тяги, что и у прототипа, но имеющего промежуточные баллоны с меньшими габаритами и массой, позволит увеличить массу КА, выводимого на геостационарную орбиту (ГСО), и при этом сократить в ~3 раза длительность его выведения, благодаря возможности длительного включения двигателя ( вкл =2 3 часа) для осуществления разового перехода с геопереходной орбиты (ГПО) на ГСО. (Для сравнения - в варианте прототипа с многократными включениями длительностью вкл =10 15 мин переход «ГПО ГСО» должен выполняться по многовитковой и многосуточной схеме).
При этом введение баллонов-дублеров и удаление из состава ЖРД ресиверов окислителя и горючего позволяет получить ряд сопутствующих эффектов.
1. Снижение габаритов и массы двигателя обеспечивается тем, что объемы промежуточных баллонов, «заряжаемых» жидкими окислителем и горючим, могут быть приняты значительно меньшими (как минимум, на порядок) в сравнении с ресиверами прототипа , заряжаемьми газообразными компонентами от промежуточных баллонов.
2. Повышение равномерности подачи топлива и упрощение режимов работы ЖРД достигаются использованием в его системе подачи топлива однотипных устройств - промежуточных баллонов, снабженных элементами, регулирующими как интенсивность газификации и нагрев компонентов топлива (путем открытия или закрытия запорных устройств на входах встроенных теплообменников), так и давление подаваемых компонентов (с помощью регулятора давления на выходе промежуточных баллонов).
В системе подачи топлива прототипа используются разные типы устройств (промежуточные баллоны и ресиверы) с различными давлением и температурой подаваемых компонентов, причем у нерегулируемых ресиверов параметры компонентов топлива на выходе во время работы будут непрерывно меняться, а работа системы подачи компонентов топлива усложнена необходимостью синхронизации процессов опорожнения ПБО и ПБГ, а также их «перезарядки».
3. Понижение стоимости разработки и изготовления двигателя обеспечивается за счет отмеченных выше факторов (упрощения состава, снижения габаритов и массы, а также упрощения режимов работы двигателя). Как фактор снижения стоимости изготовления двигателя можно отметить также двукратное (в сравнении с прототипом ) повышение серийности производства ПБО и ПБГ.
4. Повышение надежности запуска двигателя в условиях невесомости реализуется за счет многократно увеличенного располагаемого запаса газообразных компонентов топлива в промежуточных баллонах (в сравнении с ресиверами в прототипе ).
5. Повышение экономичности ЖРД в расходе топлива достигается максимально полезным расходом газообразных остатков компонентов из промежуточных баллонов (перед их «перезарядкой»), осуществляемым через устройство эффективного сброса остатков газа. Наиболее эффективным вариантом этого устройства являются осевые ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), тяга которых совпадает по направлению с продольной осью ступени. Кроме того, в качестве данного устройства могут рассматриваться:
Двигатели системы ориентации и стабилизации ступени;
Осевые газовые сопла;
Бортовой электрохимический генератор (ЭХГ) системы электроснабжения СМТ и прочие бортовые потребители.
Во втором варианте двигателя его рубашка охлаждения разделена (как и у варианта № 2 прототипа ) на секцию охлаждения горючим и секцию охлаждения окислителем. Здесь безнасосный криогенный ЖРД содержит линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашки охлаждения камеры двигателя окислителем, теплообменник промежуточного баллона подачи окислителя с запорным устройством на входе, камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашку охлаждения камеры двигателя горючим, теплообменник промежуточного баллона горючего с запорным устройством на входе и камеру сгорания двигателя. В этом варианте двигателя отличительным признаком от варианта № 2 прототипа , также как и в описанном выше первом варианте, является то, что параллельно промежуточным баллонам горючего и окислителя подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, а полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа.
В отличие от первого варианта, здесь теплообменники ПБО и его баллона-дублера используют в качестве теплоносителя окислитель (а не горючее, как в первом варианте) со своим отдельным источником тепла - секцией рубашки охлаждения камеры двигателя окислителем. Это делает полностью независимыми контуры подачи окислителя и горючего, минимизируя возможность их контакта внутри двигателя, что обеспечит его более высокую надежность и повышенную безопасность эксплуатации.
Предлагаемые технические решения иллюстрируются чертежами, приведенными на Фиг.1÷Фиг.3. На Фиг.1 изображена схема первого варианта безнасосного криогенного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД № 1), а на Фиг.2 - схема его второго варианта (ЖРД № 2). На фиг.3 изображена схема промежуточного баллона, принятая единой как для окислителя и горючего, так и для вариантов ЖРД № 1 и ЖРД № 2.
В обоих вариантах (Фиг.1 и 2) безнасосный криогенный ЖРД содержит систему подачи окислителя с баком жидкого окислителя 1, промежуточными баллонами окислителя 2 и 3, регулятором давления 4, запорными устройствами (ЗУ) и трубопроводами, систему подачи горючего с баком жидкого горючего 5, промежуточными баллонами горючего 6 и 7, регулятором давления 8, запорными устройствами и трубопроводами, устройство эффективного сброса остатков газа 9 и камеру двигателя 10 с камерой сгорания 11. В первом варианте (Фиг.1) ЖРД имеет единую рубашку охлаждения 12, а во втором варианте (Фиг.2) - рубашку с раздельными секциями охлаждения окислителем 13 и горючим 14.
На схеме промежуточного баллона (Фиг.3) показаны бак с жидким окислителем 1 (или с жидким горючим 5), снабженный заборным устройством 15, промежуточный баллон 2 (или 3, 6, 7) с запорными устройствами 16, 17, 18, 19 и с расположенной в полости баллона 20 мерной емкостью 21, имеющей теплообменник 22 с выходным патрубком 23 и расширительное сопло 24 (дан вариант щелевого кольцеобразного сопла).
В обоих вариантах ЖРД (Фиг.1 и 2) все ПБО (2 и 3) и ПБГ (6 и 7) действуют одинаковым образом. Рассмотрим их работу на примере баллонов окислителя.
В исходном положении камера двигателя (КД) 10 (см. Фиг.1 и 2) работает на газифицированном окислителе из ПБО 3. При этом баллон-дублер 2 (Фиг.3) вакуумирован, его ЗУ 16, 17, 18 и 19 закрыты, а жидкий окислитель в баке 1 находится в осажденном положении (у заборного устройства 15 на нижнем днище бака) за счет действия осевой перегрузки от тяги работающего ЖРД.
При открытии ЗУ 16, под действием внутреннего давления в баке 1 жидкий окислитель вытесняется в мерную емкость 21. После ее заполнения ЗУ 16 запирается и открывается ЗУ 18, в результате чего на вход теплообменника 22 подается теплоноситель, нагретый в рубашке охлаждения (горючее из рубашки охлаждения 12 в варианте ЖРД № 1 на Фиг.1 или окислитель из секции 13 рубашки охлаждения в варианте ЖРД № 2 на Фиг.2). Под действием подводимого тепла окислитель в емкости 21 (на Фиг.3) испаряется, затем, пройдя через расширительное сопло 24, полностью газифицируется и заполняет полость 20, вызывая рост давления в ней. При достижении определенного давления, сигнализирующего о готовности баллона 2 к работе, ЗУ 18 закрывается, прекращая подачу теплоносителя на вход теплообменника 22. Далее, по факту опорожнения ПБО 3 (на Фиг.1 и 2) и закрытия ЗУ на его выходе, определяемому моментом падения давления в ПБО 3 ниже рабочего уровня, выходное ЗУ 17 (на Фиг.3) у баллона-дублера 2 открывается и газообразный окислитель начинает поступать через регулятор давления 4 (на Фиг.1 и 2) либо в КС 11 в варианте ЖРД № 1 (на Фиг.1), либо в секцию 13 рубашки охлаждения КД в варианте ЖРД № 2 (на Фиг.2). При этом ЗУ 18 на входе теплообменника баллона-дублера 2 (на Фиг.3) открывается и теплоноситель поступает в теплообменник 22 для поддержания процесса газификации окислителя и выхода баллона-дублера 2 на установившийся режим питания КД окислителем.
Далее, с выходом баллона-дублера 2 на установившийся режим работы открывается ЗУ 19 опорожненного ПБО 3 и из его полости 20 производится «сброс» остатков газообразного окислителя через устройство 9 на Фиг.1 и 2 (например, через осевые ЖРДМТ). После вакуумирования полости 20 (на Фиг.3) ПБО 3 и закрытия ЗУ 19 полуцикл работы системы подачи окислителя завершен - система приведена к выше описанному исходному состоянию, когда ПБО 3 и баллон-дублер 2 поменялись ролями и ПБО 3 подготовлен к «зарядке» новой порцией жидкого окислителя.
Аналогичные и параллельно идущие процессы имеют место с ПБГ 6 и его баллоном-дублером 7 в линии подачи горючего.
В линиях подачи окислителя и горючего, в любой момент времени полета СМТ, в одном из пары промежуточных баллонов внутреннее давление газообразного компонента всегда будет не ниже рабочего давления подачи компонента на вход в двигатель и всегда будет выше давления подачи этого компонента в другие текущие бортовые потребители - двигатели системы ориентации и стабилизации СМТ, топливные элементы бортового ЭХГ системы электроснабжения (если такой имеется) и пр. Таким образом, предлагаемый безнасосный криогенный ЖРД может выполнять не только собственные функции (как движителя), но и функции систем подачи основных компонентов топлива в бортовую энергоустановку, в ДУ ориентации и стабилизации СМТ и пр. Это дает дополнительный эффект, позволяя упростить состав СМТ, снизить массу его конструкции и, соответственно, увеличить массу выводимого полезного груза.
Предлагаемый ЖРД реализует такие же эффективные многовитковые схемы межорбитальных перелетов с минимальными энергозатратами (с включениями двигателя в апсидальных точках промежуточных орбит), что и прототип . Однако необходимая кратность включения ЖРД, число промежуточных орбитальных витков и, соответственно, продолжительность межорбитального перелета здесь могут быть многократно уменьшены как за счет повышения (на порядок) тяги двигателя, так и за счет возможности сколь угодно увеличенной длительности его непрерывной работы.
Оба варианта предлагаемого безнасосного криогенного ЖРД имеют, как минимум, те же, что и у прототипа , описанные выше преимущества перед двигателями с ВСПТ традиционного типа. В сравнении же с наилучшими образцами турбонасосных ЖРД оба варианта предлагаемого безнасосного криогенного ЖРД обладают всеми достоинствами двигателей с ВСПТ (простота, надежность, низкая стоимость разработки и изготовления, быстрое приведение системы в рабочее состояние) и имеют при этом преимущество в эффективности применения в составе СМТ как по энергетическим, так и технико-экономическим показателям.
Использованная литература
1. Заявка на патент РФ № 2011101528 «Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты)» с приоритетом от 18.01.2011 г.
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель, содержащий линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, и камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, рубашку охлаждения камеры двигателя, теплообменники промежуточных баллонов горючего и окислителя с запорными устройствами на входе и камеру сгорания двигателя, отличающийся тем, что параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого, полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса газообразных остатков.
2. Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель, содержащий линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашки охлаждения камеры двигателя окислителем, теплообменник промежуточного баллона окислителя с запорным устройством на входе и камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашки охлаждения камеры двигателя горючим, теплообменник промежуточного баллона горючего с запорным устройством на входе, и камеру сгорания двигателя, отличающийся тем, что параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого, полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса газообразных остатков.
Мы все знаем, что одной из основ материальной жизни современного человечества являются всем известные полезные ископаемые нефть и газ. Благословенные углеводороды так или иначе присутствуют в любой области нашей с вами жизни и первое, что приходит на ум любому человеку - горючее. Это бензин, керосин и природный газ, используемый в различных энергосистемах (в том числе и в двигателях транспортных средств).
Сколько автомобилей на дорогах мира и самолетов в воздухе сжигают в своих двигателях бензин и керосин... Количество их огромно и столь же огромен объем топлива, вылетающего, так сказать, в трубу (и при этом еще норовящего внести свою немалую долю в отравление атмосферы:-)). Однако процесс этот не бесконечен. Запасы нефти, из которой производится львиная доля используемого в мире горючего (несмотря на то, что она постепенно сдает свои позиции природному газу), быстро уменьшаются. Она постоянно дорожает и дефицит ее ощущается все больше.
Такое положение уже довольно давно заставляет исследователей и ученых всего мира искать альтернативные источники топлива, в том числе и для авиации. Одним из направлений такой деятельности стали разработки летательных аппаратов, использующих криогенное топливо.
Криогенный означает «рожденный холодом», и топливом в этом случае служит сжиженный газ, который хранится при очень низких температурах. Первым, привлекшим в этом плане внимание разработчиков газом, стал водород. Этот газ по своей теплотворной способности втрое превосходит керосин и, кроме того при его использовании в двигателе в атмосферу выделяется вода и совсем небольшое количество окислов азота. То есть для атмосферы он безвреден.
Криогенное топливо
Самолет ТУ-154Б-2
В середине 80-х годов прошлого века в конструкторском бюро А.Н.Туполева начали создавать самолет, использующий в качестве топлива жидкий водород. Он был разработан на базе серийного ТУ-154Б с использованием турбореактивного двухконтурного двигателя НК-88. Этот двигатель был создан в двигателестроительном конструкторском бюро им. Кузнецова (Самара) опять же на базе серийного двигателя для Ту-154 НК-8-2 и предназначался для работы на водороде или природном газе. Надо сказать, что в этом бюро работы по новой тематике велись еще с 1968 года.
Криогенное топливо
Тот самый самолет Ту-155 на хранении... К сожалению отвратительном хранении:-(
Новый самолет, работающий на криогенном топливе получил наименование ТУ-155. Однако все не так просто. Дело в том, что водород - это опасное топливо. Он чрезвычайно горюч и взрывоопасен. Обладает исключительной проникающей способностью, а храниться и транспортироваться может только в сжиженном состоянии при очень низких температурах, близких к абсолютному нулю (-273 градуса по Цельсию). Эти особенности водорода представляют собой достаточно большую проблему.
Поэтому ТУ-155 представлял собой летающую лабораторию для исследования и решения существующих проблем и базовый самолет при ее создании подвергся коренной переделке. Вместо правого двигателя НК-8-2 был установлен новый криогенный НК-88 (два других остались родными:-)). В задней части фюзеляжа на месте пассажирского салона разместили специальный бак для криогенного топлива, жидкого водорода, объемом 20 куб.м. с усиленной экранно-вакуумной изоляцией, где водород мог храниться при температуре ниже минус 253 градуса Цельсия. К двигателям он подавался специальным турбонасосным агрегатом, как на ракете.
Криогенное топливо
Двигатель НК-88. Сверху на двигателе виден массивный турбонасосный агрегат
Из-за большой взрывоопасности пришлось из отсека с топливным баком удалить практически все электрооборудование, дабы исключить малейшую возможность искрообразования, и весь отсек постоянно продувался азотом или воздухом. Для управления агрегатами силовой установки была создана специальная гелиевая система управления. Кроме того пары водорода из бака нужно было отводить подальше от двигателей, чтобы избежать воспламенения. Для этого сделали дренажную систему. На самолете хорошо видны ее отводы в хвостовой части фюзеляжа (особенно на киле).
Криогенное топливо
Компоновочная схема ТУ-155. Голубой - топливный бак. В переднем отсеке - обеспечивающее оборудование. Красным - криогенный двигатель
В целом было создано и внедрено более 30-ти новых самолетных систем. Вобщем работа была проведена грандиозная:-) . А ведь еще нужно было наземное, не менее сложное, обеспечивающее заправку и хранение оборудование. Правда тогда полным ходом шла разработка системы «Буран», на ракете-носителе которой одним из компонентов топлива был жидкий водород. Поэтому считалось, что все будет поставлено на промышленную основу и недостатка в топливе не будет. Но, я думаю, каждому понятно, что криогенное топливо в такой системе становится просто «золотым» по стоимости. И это означает, что коммерческое использование жидкого водорода в ближайшем будущем вряд ли возможно. Поэтому уже тогда шла подготовка к переходу на другой вид криогенного топлива - сжиженный природный газ (СПГ).
Тем не менее первый полет ТУ-155 на жидком водороде состоялся 15 апреля 1988 года. Еще кроме этого было 4 таких полета. После этого ТУ-155 подвергся доработке для полетов с использованием сжиженного природного газа (СПГ).
Этот вид топлива по сравнению с водородом значительно дешевле и доступнее, кроме того он еще и в несколько раз дешевле керосина. Теплотворная способность его на 15% выше, чем у керосина. Кроме того он также мало засоряет атмосферу, а хранить его можно при температуре минус 160 градусов, что на целых 100 градусов выше, чем у водорода. Кроме того на фоне водорода СПГ все же менее пожароопасен (хотя, конечно, опасность такая все же существует) и имеется достаточный опыт поддержания его в безопасном состоянии. Организация газоснабжения (СПГ) аэродромов вобщем-то тоже не представляет чрезвычайной сложности. Почти к каждому крупному аэропорту подведены газовые трубопроводы. Вобщем достоинств хватает:-) .
Первые полеты ТУ-155 уже использующего криогенное топливо сжиженный природный газ состоялись в январе 1989 года. (Ролик, помещенный ниже, рассказывает об этом). Еще было около 90 таких полетов. Все они показали, что расход топлива по сравнению с керосином уменьшается почти на 15%, то есть самолет становится экономичнее и выгоднее.
Теперь немного о перспективах... В конце 90-х главный распорядитель российских газовых запасов Газпром выступил с инициативой постройки в начале грузо-пассажирского, а потом и просто пассажирского самолета, который мог бы полностью работать на СПГ. Самолет получил наименование ТУ-156 и создавался на базе уже имеющегося ТУ-155. На него должны были устанавливаться три новых двигателя НК-89. Это ТРДД, аналогичные НК-88, но имеющие две независимые топливные системы: одну для керосина и другую для криогенного топлива (СПГ). Это было удобно в том плане, что далеко не везде имелась возможность заправки газом, и самолет мог бы по мере необходимости переходить с одной системы питания на другую. На это по разработанной технологии требовалось всего пять минут. НК-89 имел также теплообменник в затурбинном пространстве, где сжиженный газ переходил в газообразное состояние и затем поступал в камеру сгорания.
Были проведены большие исследовательские и расчетные работы по перекомпоновке отсеков и расположения топливных баков. К 2000-му году на Самарском авиационном заводе должны были быть выпущены три ТУ-156 и начата их сертификация и опытная эксплуатация. Но... К сожалению этого сделано не было. И препятствия к осуществлению задуманных планов были исключительно финансовыми.
После были разработаны еще несколько проектов самолетов, использующих криогенное топливо (СПГ), такие, как, например,ТУ-136 с турбовинтовыми двигателями, работающими как на керосине, так и на сжиженном газе и широкофюзеляжный ТУ-206 с турбореактивными двигателями, работающими на СПГ. Однако на данный момент все эти проекты так пока проектами и остались.
Криогенное топливо
Модель самолета Ту-136
Криогенное топливо
Модель самолета ТУ-206 (ТУ-204К)
Как сложатся дела в этой области авиационной науки и техники покажет время. Пока создание летательных аппаратов, использующих криогенное топливо тормозится различными обстоятельствами, как объективными, так и субъективными. Предстоит еще много сделать в области разработки специальных самолетных систем, развития наземной инфраструктуры, систем транспортировки и хранения топлива. Но тема эта чрезвычайно перспективна (и, на мой взгляд, очень интересна:-)). Водород, с его огромной энергоемкостью и практически неисчерпаемыми запасами, - это топливо будущего. Об этом можно говорить с полной уверенностью. Переходным этапом к этому служит использование природного газа.
И этот решительный шаг в будущее сделан именно в России. Испытываю гордость еще раз говоря об этом:-) . Нигде в мире не было и по сей день нет летательных аппаратов, подобных нашему ТУ-155. Хочется привести слова известного американского авиационного инженера Карла Бревера: "Русские совершили в авиации дело, соразмерное полету первого спутника Земли!"
Это истинная правда! Очень только хочется, чтобы дела эти шли потоком (а русские это могут:-)), и чтобы поток этот был непрерывен, а не двигался рывками, как это у нас часто бывает...
Использование: в ракетно-космической технике, конкретно в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), использующих в качестве топлива криогенный окислитель и углеводородное горючее. Сущность изобретения: ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, турбонасосы (ТН) криогенного окислителя и горючего, имеющие приводные турбины и газогенератор (ГГ), снабженный рубашкой охлаждения, подключенный к расходной магистрали окислителя. Выход ГГ соединен с входом турбины ТН горючего, а выход из рубашки охлаждения ГГ соединен с входом второй турбины ТН окислителя, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к входу ТН окислителя. Поступающий в рубашку охлаждения ГГ криогенный окислитель газифицируется за счет теплообмена с генераторным газом и используется в качестве рабочего тела для привода Т окислителя. При этом обеспечивается эффективное охлаждение генераторного газа, что позволяет сжигать топливо в ГГ при оптимальном соотношении компонентов, исключив повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины, и уменьшить количество сжигаемого топлива. 2 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее. Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос окислителя и турбонасос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, связанные с турбиной, газогенератор привода турбины, выход которой подключен к камере сгорания, при этом расходная магистраль горючего подключена к камере сгорания и соединена параллельной линией со входом газогенератора, к которому подключена также расходная магистраль окислителя ("Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей" под ред. В.М.Кудрявцева. М. Высшая школа, 1983, стр. 11, рис. 1.6). В известном ЖРД одним из компонентов топлива поступает из турбонасоса в газогенератор полностью, а другой частично. При сжигании их в газогенераторе образуется высокотемпературный газ либо с избытком окислителя (окислительный), либо с избытком горючего (восстановительный), который поступает на привод турбины турбонасосов окислителя и горючего. Отработавшие на турбины продукты газогенерации дожигаются в камере сгорания ЖРД. В случае использования в ЖРД криогенного топлива, в частности криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), что имеет место в двигателях ракетных блоков ступеней ракет-носителей и космических аппаратов, привод турбины осуществляется окислительным генераторным газом, поскольку газификация низкокипящего окислителя намного легче, чем высококипящего горючего. При этом температура генераторного газа в турбине составляет несколько сотен градусов при очень большом коэффициенте избытка окислителя (альфа > 10), а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания двигателя, достигающее 100 и более (до 300) атмосфер. Большой избыток кислорода при высоких значениях давления и температуры обуславливают крайне высокую агрессивность и взрывоопасность генераторного газа. В этой связи предъявляются очень высокие требования к качеству очистки и промывки базов окислителя и горючего двигательной установки и подводящих магистралей. Соблюдение этих требований связано с большими трудозатратами и приводит к значительному удорожанию изделия, однако оно не может полностью обеспечить эксплуатационной надежности ЖРД в части его безопасности. Обладающий высокой агрессивностью окислительный генераторный газ может вызвать выход из строя уплотнения валов турбонасосов окислителя и горючего в турбине, что приводит к аварии ЖРД. Высокая агрессивность генераторного газа приводит также к повышенному износу элементов турбины и снижению ресурса ее работы. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, включающем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, связанной с турбонасосами окислителя и горючего и имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика", Энциклопедия, под ред. В. П. Глушко, М. Сов. энциклопедия, 1985, стр. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива после турбонасосов вводится в камеру сгорания, а меньшая их часть поступает в газогенератор. Так как в газогенератор вводится лишь небольшая часть окислителя, значительно снижается, по сравнению с прототипом, агрессивность генераторного газа в турбине. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в атмосферу. В результате значительно улучшаются условия работы турбины, снижается взрывоопасность и повышается эксплуатационная надежность двигателя. Однако в данной конструкции ЖРД химическая энергия топлива, поступающего в газогенератор, используется не полностью, что снижает экономичность двигателя. Это связано с необходимостью, из условия обеспечения термостойкости лопаток турбины, поддерживать температуру генераторного газа более низкой, чем температура продуктов сгорания в камере сгорания. Поэтому сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном соотношении компонентов, а с некоторым избытком окислителя. В результате один из компонентов топлива не догорает, что увеличивает затраты топлива на создание единичного импульса тяги. Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет уменьшения количества топлива, сжигаемого в газогенераторе, и повышение полноты сгорания топлива в газогенераторе. Поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего с расходными магистралями, газогенератор, выход которого соединен со входом турбины, связанной с турбонасосом горючего и имеющей выхлопной патрубок, в соответствии с изобретением, снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом криогенного окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, подключенной через отсечной клапан к расходной магистрали окислителя, при этом выход из рубашки охлаждения газогенератора соединен с входом второй турбины, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к расходной магистрали перед турбонасосом криогенного окислителя. Наличие у газогенератора рубашки охлаждения, подключенной к магистрали окислителя, позволяет газифицировать поступающий в рубашку криогенный окислитель за счет его теплообмена с высокотемпературными продуктами газогенерации и подогреть полученный газ до температуры рабочего тела турбины (600-900 K). Наличие второй турбины, связанный с турбонасосом окислителя и соединенной с выходом из рубашки охлаждения газогенератора, позволяет использовать газифицированный и подогретый криогенный окислитель для привода турбонасоса окислителя. Наличие рубашки охлаждения газогенератора с криогенным хладагентом обеспечивает высокоэффективное охлаждение генераторного газа, что дает возможность сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, исключив при этом повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины. За счет оптимального соотношения сжигаемых компонентов обеспечивается наиболее полное выделение тепловой энергии топлива в газогенераторе, а охлаждение генераторного газа криогенным компонентом, подаваемым затем на привод турбонасоса окислителя, повышает эффективность использования выделяющейся тепловой энергии топлива. При этом исключаются потери на привод турбонасоса окислителя, поскольку газифицированный криогенный окислитель после турбины и теплообменника вновь поступает в расходную магистраль окислителя и, в конечном счете, сгорает в камере сгорания или газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении с горючим. Эти обстоятельства позволяют значительно уменьшить количество топлива, используемого в газогенераторе на привод турбонасосов окислителя и горючего, и за счет этого повысить экономичность работы ЖРД. На фиг. 1 приведена схема двигателя; на фиг. 2 размещение сопла инжектора в подводящей магистрали окислителя, узел I на фиг. 1. Двигатель содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и сопло 3, имеющие тракт охлаждения 4. К смесительной головке 2 подключены расходная магистраль окислителя 5, связанная через турбонасос окислителя 6 и магистраль 7 с баком криогенного окислителя, и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 и магистраль 10 с баком углеводородного горючего, причем магистраль 8 соединена с головкой 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос горючего 9 имеет приводную турбину 11, подключенную к газогенератору 12, вход которого через линии 13 и 14 соединен с расходными магистралями окислителя 5 и горючего 8. Двигатель снабжен также второй турбиной 15, связанной с турбонасосом окислителя 6, а газогенератор 12 снабжен рубашкой охлаждения 16, вход которой линией 17 с отсечным клапаном 18 подключен к расходной магистрали окислителя 5. Выход из второй турбины 15 через теплообменник 19, установленный на расходной магистрали окислителя 5, и сопло 20 инжектора подключен к подводящей магистрали окислителя 7 перед турбонасосом 6. Турбина 11, подключенная к газогенератору 12, имеет выхлопной патрубок 21 со вспомогательным соплом. В расходных магистралях окислителя 5 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 22 и 23, на линиях 13 и 14 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 24 и 25. При работе двигателя турбонасосами 6 и 9 производится подача криогенного окислителя и горючего по магистралям 5 и 8 в камеру сгорания 1. При этом небольшая часть окислителя и горючего по линиям 13 и 14 подводится в газогенератор 12, где сжигается при их оптимальном соотношении. Продукты газогенерации поступают на привод турбины 11, обеспечивающей работу турбонасоса горючего 9, и затем через выхлопной патрубок 21 и вспомогательное сопло выбрасываются в атмосферу. Одновременно другая часть окислителя (приблизительно 5% от общего количества) по линии 17 поступает в рубашку охлаждения 16 газогенератора 12, в которой газифицируется и подогревается за счет теплообмена с генераторным газом. В результате этого значительно снижается температура генераторного газа, поступающего в турбину 11, а подогретые пары окислителя направляются на привод турбины 15, обеспечивающей работу турбонасоса окислителя 6. Отработавшие на турбине 15 пары окислителя проходят теплообменник 19, где охлаждаются основным потоком криогенного окислителя, поступающего по расходной магистрали 5 в камеру сгорания 1. Охлажденные пары окислителя через сопло 20 инжектора, установленного в магистрали 7, подаются на вход турбонасоса окислителя 6. Таким образом, подача криогенного окислителя в рубашку охлаждения 16 газогенератора обеспечивает эффективное снижение температуры генераторного газа, поступающего в турбину 11, и позволяет сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном соотношении компонентов. При этом часть энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, расходуется на привод турбины 11 турбонасоса горючего, а другая часть энергии топлива путем теплообмена передается криогенному компоненту, превращая его в рабочее тело турбины 15 привода турбонасоса окислителя. В результате снижаются потери на привод турбонасосов подачи окислителя и горючего и уменьшается количество сжигаемого в газогенераторе топлива, что позволяет повысить экономичность работы ЖРД. Эффективное охлаждение генераторного газа перед турбиной 11 повышает также надежность работы турбины и двигателя в целом. Поскольку сжигание топлива в газогенераторе предложенного ЖРД производится при оптимальном соотношении компонентов, ликвидируется токсичность выхода после турбины 11. Уменьшение количества сжигаемого в газогенераторе топлива и повышение полноты его сгорания позволяет обеспечить экологическую чистоту двигателя. Расчеты показывают, что изобретение позволяет в 2-3 раза снизить количество топлива, подаваемого на сжигание в газогенератор. В частности, использование предложенного ЖРД в разгонном блоке космического аппарата с полезным грузом 2 т позволит сэкономить 150 кг топлива, используемого для привода турбонасоса жидкого кислорода и углеводородного горючего (керосина). Одновременно с экономией топлива на 150 кг увеличивается вес полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.
И соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.
В 1957 г. в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.
В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон , выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5 , первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 г.
В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.
Сфера использования, преимущества и недостатки
Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО "Энергомаш"
Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД
Рис. 1 Схема двукомпонентного ЖРД
1 - магистраль окислителя
2 - магистраль горючего
3 - насос окислителя
4 - насос горючего
5 - турбина
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислитель)
8 - клапан газогенератора (горючее)
9 - главный клапан окислителя
10 - главный клапан горючего
11 - выхлоп турбины
12 - смесительная головка
13 - камера сгорания
14 - сопло
Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.
На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.
Топливная система
Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.
Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например, в двигательных установках ракет-носителей.
На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, - с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).
Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл , при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.
В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.
При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная , при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давленнием наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.
При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 - 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон - служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).
Форсуночная головка
- узел, в котором смонтированы форсунки
, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.)
, например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:
- Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
- Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
- Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .
Система охлаждения
Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.
Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой , которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.
Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы - «регенеративная».
Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.
В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит , РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.
Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего . Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.
Запуск ЖРД
Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.
Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися , то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.
После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.
Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:
- Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
- Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи смесительной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
- Пиротехнический воспламенитель. Вблизи смесительной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .
Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.
Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.
Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».
Система автоматического управления ЖРД
Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:
- Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
- Поддержание стабильного режима работы.
- Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
- Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
- Регулирование соотношения расхода компонентов.
Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 - позиции 7, 8, 9 и 10).
Компоненты топлива
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
Таблица 1.| Окислитель | Горючее | Усреднённая плотность топлива , г /см³ |
Температура в камере сгорания, °К |
Пустотный удельный импульс, с |
|---|---|---|---|---|
| Кислород | Водород | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Керосин | 1,036 | 3755 | 335 | |
| 0,9915 | 3670 | 344 | ||
| Гидразин | 1,0715 | 3446 | 346 | |
| Аммиак | 0,8393 | 3070 | 323 | |
| Тетраоксид диазота | Керосин | 1,269 | 3516 | 309 |
| Несимметричный диметилгидразин | 1,185 | 3469 | 318 | |
| Гидразин | 1,228 | 3287 | 322 | |
| Фтор | Водород | 0,621 | 4707 | 449 |
| Гидразин | 1,314 | 4775 | 402 | |
| Пентаборан | 1,199 | 4807 | 361 |
Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.
Трёхкомпонентные ЖРД
С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701 , который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС .
Возможно также использование двух топлив одновременно - например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.
Управление ракетой
В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции - создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры
ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов - сильфонов . При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая - в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый - в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий
Двигатели предназначены для использования на летательных аппаратах с криогенным топливом, для высокоскоростного наземного транспорта, в системах электродвижения морских судов, космической и общепромышленной криогенной технике для привода криогенных насосов, «холодных» осевых компрессоров и т. д.
В качестве активных материалов ротора использованы высокотемпературные сверхпроводящие (ВТСП) керамические элементы на основе иттрия или висмута.
Основные преимущества
ВТСП двигатели различных типов, работающие в среде жидкого азота, имеют удельную выходную мощность в 3-4 раза выше, чем обычные электромоторы.
С 2005 г. в МАИ ведутся разработки высокодинамичных электродвигателей для приводов крионасосов водородной энергетики и систем криообеспечения силовых СП кабелей. Экспериментально показано, что высокодинамичные двигатели с постоянными магнитами и объемными ВТСП элементами имеют выходную мощность в 1,3-1,5 раза выше, чем обычные синхронные двигатели при тех же режимах охлаждения в среде жидкого азота.
В 2007 г. в МАИ совместно с ОАО «НПО Энергомаш имени ак. В. П. Глушко» и ОАО «АКБ Якорь» создан и успешно испытан промышленный образец крионасоса с ВТСП электроприводом для систем криообеспечения силовых СП кабелей.
Завершена разработка и испытания двигателей мощностью до 100 кВт. В стадии разработки находятся двигатели мощностью до 500 кВт.
Новизна предложенных решений защищена семью патентами на изобретения.
Исследования выполняются в рамках совместных немецко-российских проектов, объединяющих МАИ (Москва), ВНИИНМ им. А. А. Бочвара (Москва), ВЭИ (Москва), ИФТТ РАН (пос. Черноголовка, Московская область), IPHT (Jena, Deutschland), Oswald Elektromеotoren GmbH (Miltenberg, Deutschland), IEMA (Stuttgart, Deutschland), IFW (Dresden, Deutschland), а также по проекту «Наука ради мира» между МАИ и Оксфордским университетом (Великобритания).
Основные технические характеристики
- Электродвигатели гистерезисного типа
- Электродвигатели реактивного типа
Контакты:
+7 499 158-45-67
