Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и на двух видах горючего, на углеводородном горючем и жидком водороде.

В качестве окислителя может использоваться жидкий кислород.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов — горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (рис. 1…3) содержит не менее одной камеры сгорания 1, имеющей сильфон 2. Для примера приведен двигатель с одной камерой сгорания 1, имеющей сопло 3. Сопло 3 выполнено с системой регенеративного охлаждения (рубашкой охлаждения), образованной зазором «Б» между двойными стенками сопла 3. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель имеет один общий для всех камер сгорания 1 (если применено несколько камер сгорания 3, турбонасосный агрегат (ТНА) 4, содержащий в свою очередь, газогенератор 5, турбину 6 и насос окислителя 7 (фиг. 1). Кроме того, ТНА 4 содержит насос второго горючего 8, установленный непосредственно под насосом окислителя 7, дополнительный насос второго горючего 9, насос первого горючего 10 и дополнительный насос первого горючего 11. Все насосы, а именно 7, 8, 9, 10 и 11 установлены соосно с турбиной 6. Выход из турбины 6 через выхлопной коллектор турбины 12 и газовод (ы) 13 соединен с головкой (головками) 14 камеры (камер) сгорания 1.

Конструкция головки 14 камеры сгорания 1 приведена на рис. 2. Головка 14 содержит выравнивающую решетку 15, среднюю плиту 16 и нижнюю плиту 17. Выше средней плиты 16 образована полость В, между плитами 16 и 17 – полость «Г», ниже нижней плиты 17 – полость «Д» камеры сгорания 1. В головке камеры сгорания 1 установлены форсунки газогенераторного газа 18, которые сообщают полости «В» и «Д», и форсунки горючего 19, соединяющие полости «Г» и «Д».
Выход из насоса окислителя 7 (рис. 1) трубопроводом окислителя 20, содержащим клапан окислителя 21, соединен с входом в газогенератор 5. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 22 соединен с дополнительным насосом второго горючего 9. Выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 23 соединен с входом в дополнительный насос первого горючего 11. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 24, содержащим первый отсечной клапан второго горючего 25 и регулятор 26 соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 27, а выход из насоса и первого горючего 10 трубопроводом 28, содержащим пускоотсечной клапан первого горючего 29, регулятор расхода 30 соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 27. Выход из дополнительного насоса второго горючего 9 трубопроводом 31, содержащим пускоотсечной клапан 32 и регулятор 33 соединен с входом в газогенератор 5. Выход из дополнительного насоса первого горючего 11 трубопроводом 34, содержащим пускоотсечной клапан 35 и регулятор расхода 36 соединен также со входом в газогенератор 5. Между дополнительным насосом второго горючего 9 и пускоотсечным клапаном 32 подсоединен дренажный трубопровод 37 с дренажным клапаном 38. Перед дренажным клапаном 38 установлен датчик температуры 39, предназначенный для автоматического контроля процесса охлаждения насоса второго горючего 8 и дополнительного насоса второго горючего 9 перед запуском двигателя на втором горючем. Если этого не сделать, то второе горючее нагреется в подводящих трубопроводах и придет на вход насоса в газообразной фазе, что сорвет работу насоса, не приспособленного для перекачи газа.
Двигатель 6 содержит блок управления 40, который электрическими связями 41 соединен с клапанами пускоотсечными клапанами 25, 29 и 32 и дренажным клапаном 38, а также с датчиком температуры 39 и регуляторами 26, 30, 33 и 36. (фиг. 1 и 3). Кроме того, в пнемногидравлической схеме двигателя предусмотерна система продувки инертным газом, содержащая баллон с интерным газом 42, трубопровод 43 и клапан 44.

Схема охлаждения камеры сгорания 1 двигателя приведена на рис. 3. К главному коллектору горючего 27, который установлен в районе критического сечения сопла 3, подведены трубопроводы 18 и 28.
Двигатель оборудован баллоном со сжатым инертным газом 44, который трубопроводом 45, содержащим клапан продувки 46, и соединен с главным коллектором горючего 26.

ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД
Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс 1200
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 1450
Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс 1750
Давление в камере сгорания, кгс/см2 600
Давление в газогенераторе, кгс/см2 700
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см2 800
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см2 850
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см2 870
Давление на выходе из первого дополнительного насоса горючего, кгс/см2 1300
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см2 990
Мощность ТНА, МВт 330
Частота вращения ротора ТНА, об/мин 35 000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель жидкий кислород
Первое горючее керосин
Второе горючее жидкий водород
Двигатель запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом – на втором горючем. Окислитель (предпочтительно жидкий кислород) при переключении не меняется. В качестве первого горючего предпочтительно использовать углеводородное горючее (керосин), а в качестве второго горючего — жидкий водород.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 40 по электрическим связям 41 команда подается на ракетный клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на рис. 1…3 не показаны). После заливки насосов окислителя 7 и первого горючего 8 открывают клапаны 21 и 28 и пускоотсечной клапан 32, установленные за насосом окислителя 7, после насоса первого горючего 8 и после дополнительного насоса первого горючего 9. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 7, насос первого горючего 10, а также насос первого дополнительного горючего 11, одновременно окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5, где воспламеняются. Газогенераторный газ и первое горючее подается в камеры сгорания 1. Первое горючее охлаждает сопло 3 (сопла) проходя через зазор «Б» (фиг. 2 и 3), выходит в полость «Г». Газогенераторный газ и первое горючее соответственно через форсунки 18 и 19 поступают в полость «Д» камеры (камер) сгорания 1.
Для переключения двигателя на второе горючее подают сигнал на перекрытие регуляторов 30 и 38. Одновременно открывают дренажный клапан 38 и охлаждают насосы 8 и 9. Контроль охлаждения осуществляет автоматически датчик температуры 39. При достижении температуры кипения второго горючего в месте установки датчика температуры (- 254 0С для водорода) закрывают дренажный клапан 38 и открывают пускоотсечные клапаны 25 и 32, второе горючее поступает в газогенератор 5 и в камеру сгорания 1 одновременно с первым. Далее постепенно открывают регуляторы 25 и 33. Одновременно постепенно и синхронно закрывают регуляторы расхода 30 и 36 до полного закрытия. двигатель продолжает работать, создавая ту же силу тяги, что и при работе на первом горючем,, но он будет иметь более высокие удельные характеристики (удельную тягу), т. к. второе горючее более эффективное, чем первое.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв сначала клапаны на входе в ТНА (на рис. 1…3 не показано) и клапаны 21, 28, 32 и 43. Потом повторно включают продувку рубашки камеры сгорания инертным газом, открыв продувочный клапан 45. Это уменьшает время догорания остатков топлива, засорение каналов системы регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Применение изобретения позволило:
1. Улучшить удельные энергетические характеристике ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.
2. Повысить надежность работы двигателя за счет постепенного переключения с первого горючего на второе. Это позволит исключить из программы работы двигателя период, когда он не работает и не создает силу тяги, что может неблагоприятно сказаться на программе выполнения полета ракеты, которой оборудованы такие двигатели.
3. Повысить надежность камеры сгорания и ТНА за счет:
— продувки камеры сгорания инертным газом при переключении на второе горючее и при выключении работы двигателя,
— ускорения охлаждения насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего и обеспечение автоматического контроля за процессом охлаждения за счет применением специальной компоновки насосов в составе ТНА и применения дренажного клапана и датчика температуры,
— за счет согласования работы пускоотсечных клапанов и регуляторов расхода применением блока управления.

Автор статьи: Патентный поверенный РР Болотин Николай Борисович