Индия запустила собственную ракету с криогенным двигателем. Криогенные двигатели ракет


Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе

Двигатель предназначен для космических аппаратов и разгонных блоков ракет-носителей, использующих криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее. ЖРД содержит камеру сгорания (1) с соплом (3), турбонасосы окислителя (7) угловодородного горючего (9) с расходными магистралями (12, 13), соединенные с приводными турбинами (10, 14), и газогенератор (11) с рубашкой охлаждения (15). Вход газогенератора подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а вход рубашки охлаждения подключен к основной расходной магистрали горючего. Причем камера сгорания имеет тракт охлаждения (4), к которому подключен выход из рубашки охлаждения газогенератора, соединяющий ее со смесительной головкой (2) камеры сгорания. Проходящий через рубашку охлаждения газогенератора основной поток углеводородного горючего охлаждает генераторный газ до температуры, обеспечивающей термостойкость лопаток турбины при сжигании в газогенераторе топлива с оптимальным соотношением компонентов, что повышает экономичность работы ЖРД. 1 ил.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности ЖРД тягой менее 5 тс для разгонных блоков ракет-носителей и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее. Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасосы окислителя и горючего с расходными магистралями этих компонентов, связанные с приводной турбиной, и газогенератор, при этом расходная магистраль одного из компонентов топлива подключена к камере сгорания и связана параллельной линией с входом газогенератора, к которому подключена расходная магистраль второго компонента, а выход газогенератора соединен с входом турбины, выход которой подключен к камере сгорания (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /Под ред. В.М.Кудрявцева. -М: Высшая школа, 1983, с. 11, рис. 1.6). При использовании известного ЖРД в космических аппаратах или последних ступенях ракет-носителей в этом ЖРД используется криогенное топливо - жидкий кислород (окислитель) и углеводородное горючее. В газогенераторе поступает весь окислитель и часть потока горючего, в результате чего в нем образуется генераторный газ с очень большим избытком окислителя (кислорода). При этом температура генераторного газа на входе в турбину составляет несколько сотен градусов, а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания, составляющее десятки и более атмосфер. Особенно эта проблема характерна для ЖРД тягой менее 5 тс, когда из-за масштабного эффекта КПД турбонасосов уменьшается и требуется существенное повышение температуры генераторного газа для обеспечения приемлемых давлений в камере сгорания. При указанных значениях температуры и давления и очень большом избытке кислорода (массовое соотношение окислителя и горючего α>10) генераторный газ обладает крайне высокой химической активностью по отношению к материалу турбины, что может вызвать ее возгорание с последующим взрывом турбонасоса. Происходит также снижение ресурса работы турбины вследствие повышенного износа ее элементов. Также может произойти выход из строя уплотнения валов турбонасосов и горючего турбины, что приведет к аварии ЖРД. Надежность данной схемы ЖРД может быть повышена за счет снижения (в ≈2 раза) давления в камере сгорания. Однако это связано со значительным увеличением габаритов камеры сгорания, что неприемлемо ввиду жестких ограничений по габаритам для космических аппаратов. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, связанные с турбиной и соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, и газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика". Энциклопедия. /Под ред. В.П.Глушко. -М.: Сов энциклопедия, 1985, с. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива (жидкий кислород и керосин) после турбонасосов поступает в камеру сгорания, а небольшая часть этих компонентов поступает в газогенератор (открытая схема ЖРД). В этом случае, поскольку в газогенератор вводится лишь часть окислителя, несколько снижается химическая активность генераторного газа. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в окружающую среду. Это позволяет улучшить условия работы турбины и повысить эксплуатационную надежность двигателя. Недостатком данного ЖРД является то, что сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, а с большим избытком или недостатком окислителя. Это обусловлено тем, что для обеспечения термостойкости лопаток турбины необходимо поддерживать температуру генераторного газа значительно более низкой, чем температура в камере сгорания ЖРД. В результате этого химическая энергия поступающего в газогенератор топлива используется не полностью, что снижает экономичность ЖРД. Кроме того, при окислительном режиме в газогенераторе большой избыток кислорода обуславливает высокую химическую активность генераторного газа, вызывающую повышенный износ элементов турбины. При восстановительном режиме с большим недостатком окислителя (α Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе и снижения потерь при выхлопе генераторного газа. Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, в соответствии с изобретением снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, при этом выход первой турбины соединен с входом второй турбины, выход которой соединен с закритической частью сопла камеры сгорания. Выполнение в газогенераторе рубашки охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, позволяет сжигать топливо при оптимальном соотношении компонентов, поскольку в этом случае рубашка охлаждения обеспечивает снижение температуры генераторного газа до величины, исключающей его термическое воздействие на лопатки первой турбины, связанной с турбонасосом горючего. При этом повышается экономичность ЖРД за счет значительного повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе. Наличие второй турбины, установленной за первой турбиной по потоку генераторного газа, позволяет обеспечить индивидуальный привод турбонасоса криогенного окислителя. При этом ЖРД содержит самостоятельный турбонасосный агрегат (ТНА) подачи окислителя и ТНА подачи горючего, что существенно облегчает компоновку ЖРД и позволяет снизить потери при его работе. В частности, обеспечивается возможность установки ТНА окислителя на баке криогенного окислителя, что позволяет сократить длину магистрали криогенного окислителя и убрать бустерный насос. Установка второй турбины за первой турбиной, связанной с газогенератором, обеспечивает значительное снижение температуры генераторного газа, поступающего в ТНА окислителя, что позволяет уменьшить энергозатраты при захолаживании насоса криогенного окислителя перед запуском ТНА. Подключение выхода второй турбины к закритической части сопла повышает экономичность работы ЖРД за счет возможности дальнейшего расширения и увеличения скорости отработанного генераторного газа на выходе из сопла. Конструкция предложенного жидкостного ракетного двигателя представлена на прилагаемом чертеже. ЖРД содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, имеющую тракт охлаждения 4 и кольцевой коллектор 5, установленный в закритической части сопла 3. К смесительной головке 2 камеры сгорания подключены расходная магистраль окислителя 6, связанная через турбонасос окислителя 7 с баком криогенного окислителя (не показан), и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 с баком углеводородного горючего (не показан). Магистраль горючего 8 подключена к смесительной головке 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос 9 имеет приводную турбину 10, подключенную к газогенератору 11, вход которого линиями 12 и 13 соединен с расходными магистралями окислителя 6 и горючего 8. ЖРД снабжен также второй турбиной 14, связанной с турбонасосом окислителя 7, а газогенератор 11 имеет рубашку охлаждения 15, включенную в расходную магистраль горючего 8 между турбонасосом 9 и камерой сгорания 1. При этом турбонасос 7 с турбиной 14 составляют турбонасосный агрегат (ТНА) окислителя, а турбонасос 9 с турбиной 10 составляют ТНА горючего. Выход турбины 10 линией 16 соединен с входом второй турбины 14, выход которой линией 17 подключен к кольцевому коллектору 5, установленному на сопле 3 камеры сгорания. В расходных магистралях окислителя 6 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 18 и 19, а на линиях 12 и 13 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 20 и 21. При работе ЖРД криогенный окислитель и углеводородное горючее подаются турбонасосными агрегатами в камеру сгорания 1 по магистралям 6 и 8. Одновременно небольшая часть окислителя и горючего по линиям 12 и 13 подводится в газогенератор 11, где сжигается при оптимальном соотношении компонентов, а высокотемпературные продукты сгорания охлаждаются основным потоком горючего, подводимым в рубашку охлаждения 15 газогенератора по расходной магистрали 8. Образующийся генераторный газ поступает на привод турбины 10 турбонасоса горючего 9, после которой частично отработанный газ по линии 16 поступает на привод турбины 14 турбонасоса окислителя 7. Отработанный генераторный газ через кольцевой коллектор 5 вводится в закритическую часть сопла 3, где разгоняется основным потоком продуктов сгорания до скорости основного потока. Таким образом, в предлагаемом ЖРД обеспечивается работа турбонасосных агрегатов (ТНА) подачи окислителя и горючего при максимальном использовании химической энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, что повышает экономичность работы двигателя. Подача основного потока углеводородного горючего в рубашку охлаждения газогенератора позволяет снизить температуру генераторного газа и исключить его термическое воздействие на лопатки турбины. Введение отработанного генераторного газа в закритическую часть сопла камеры сгорания позволяет на 50% снизить потери по сравнению с выбросом этого газа через специальный выхлопной патрубок турбины. Согласно проведенным расчетам и проектным проработкам, использование предложенного ЖРД в разгонном ракетном блоке космического аппарата, имеющего массу полезного груза порядка 2000 кг, обеспечивает экономию ≈100 кг топлива за счет снижения потерь на привод турбонасосных агрегатов подачи жидкого кислорода и углеводородного горючего. Одновременно с экономией топлива на 100 кг увеличивается масса полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Жидкостный ракетный двигатель на жидком кислороде и углеводородном горючем, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос жидкого кислорода и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, отличающийся тем, что он снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, камера сгорания имеет тракт охлаждения, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, вход которой подключен к основной расходной магистрали горючего, а выход подключен к смесительной головке через тракт охлаждения камеры сгорания.

bankpatentov.ru

СИСТЕМА ЗАПУСКА КРИОГЕННОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо.

Известны система запуска жидкостного ракетного двигателя путем раскрутки турбонасосного агрегата сжатым газом. При этом сжатый газ (например, гелий) подается из аккумулятора давления на лопатки турбонасосного агрегата (см. М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели», М., «Машиностроение», 1968, с.228). Газ в аккумулятор давления (например, баллон) заправляется на стартовом устройстве в количестве, необходимом для раскрутки турбонасосного агрегата до момента поступления в турбонасосный агрегат рабочего тела из работающего жидкостного ракетного двигателя (например, горячего газа, отбираемого из газогенератора).

Кроме того, возникает необходимость охлаждения сопла жидкостного ракетного двигателя, которая осуществляется подачей одного из компонентов топлива в рубашку камеры сгорания и рубашку сопла при наружном охлаждении, и дополнительно горючее подается на охлаждение внутренней стенки сопла при внутреннем охлаждении, где оно частично дожигается и выбрасывается вместе с газами в процессе работы жидкостного ракетного двигателя (см. М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели», М., «Машиностроение», 1968, с.117, 118).

Недостатками данной системы запуска жидкостного ракетного двигателя является:

- необходимость иметь на борту космического объекта запас большого объема рабочего тела и, соответственно, необходимого количества баллонов для его хранения, что существенно ухудшает массовые характеристики космического объекта;

- дополнительный расход горючего на охлаждение внутренней стенки сопла жидкостного ракетного двигателя, что также ухудшает массовые характеристики космического объекта из-за неполного сгорания горючего.

Задачей предложенной системы является запуск криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта при снижении массы двигательной установки космического объекта.

Задача решается за счет того, что в систему запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом, газогенератором, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата, с наружным охлаждением камеры сгорания и сопла в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива, баллоны высокого давления с клапаном зарядки, введен расходный трубопровод с клапаном криогенного топлива, по входу сообщенный с криогенным топливным баком, а по выходу через турбонасосный агрегат с рубашкой камеры сгорания и рубашкой сопла жидкостного ракетного двигателя. Введен также трубопровод, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива, с газогенератором и через пусковой клапан - с баллонами высокого давления. Введен также трубопровод с клапаном подпитки, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания с баллонами высокого давления.

На чертеже схематично представлена система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта, где:

1. криогенный топливный бак;

2. турбонасосный агрегат блока подачи криогенного топлива;

3. баллоны высокого давления;

4. клапан криогенного топлива;

5. трубопроводы;

6. турбонасосный агрегат;

7. газогенератор;

8. рубашка камеры сгорания;

9. рубашка сопла;

10. выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла;

11. турбина турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива;

12. выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания;

13. расходный клапан;

14. расходный трубопровод;

15. клапан подпитки;

16. пусковой клапан;

17. клапан зарядки;

18. турбина турбонасосного агрегата;

19. камера сгорания;

20. сопло;

21. трубопровод подпитки.

В систему запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом 6, газогенератором 7, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата 18, с наружным охлаждением камеры сгорания 19 и сопла 20 в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива 2, баллоны высокого давления 3 с клапаном зарядки 17, введен расходный трубопровод 14 с клапаном криогенного топлива 4, по входу сообщенный с криогенным топливным баком 1, а по выходу через турбонасосный агрегат 6 с рубашкой камеры сгорания 8 и рубашкой сопла 9 жидкостного ракетного двигателя. Введен также трубопровод 5, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла 10 жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11, с газогенератором 7 и через пусковой клапан 16 - с баллонами высокого давления 3. Введен также трубопровод подпитки 21 с клапаном подпитки 15, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания 12 с баллонами высокого давления 3.

Клапаны 4, 13, 15 и 16 обеспечивают временную работу агрегатов 2, 3, 6, 7, 8, 9 в соответствии с циклограммой работы двигательной установки.

При предварительной раскрутке турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и турбины турбонасосного агрегата 18 распределение газа, поступающего из баллонов высокого давления 3, может обеспечиваться, например, с помощью дроссельных устройств, установленных в соответствующих трубопроводах.

Из баллонов высокого давления 3 газ расходуется, например, на работу сопел управления для управления полетом космического объекта, на наддув криогенного топливного бака 1 и на работу двигателей для создания перегрузки при запуске жидкостного ракетного двигателя и др.

В качестве клапанов 4, 13, 15, 16 и 17 могут быть применены, например, электропневмоклапаны, управление которыми производится подачей на них электрического тока.

Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта работает следующим образом.

При подготовке космического объекта к полету на стартовом комплексе баллоны высокого давления 3 первоначально заправляются газом от наземных устройств зарядки при открытым клапане зарядки 17.

В процессе запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя газом из баллонов высокого давления 3 ведется предварительная раскрутка турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и турбины основного турбонасосного агрегата 18. Жидкое криогенное топливо поступает в рубашку камеры сгорания 8 и в рубашку сопла 9 для их охлаждения.

Испаренное криогенное топливо из рубашки сопла 9 поступает на турбину турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и в газогенератор 7, обеспечивая их дальнейшую работу.

Выработанный газогенератором 7 газ (например, сжигание горючего с избытком окислителя - «кислый газ») раскручивает турбину основного турбонасосного агрегата 18, после чего поступает в камеру сгорания 19 жидкостного ракетного двигателя, где дожигается путем подачи горючего, создавая в сопле 20 реактивную тягу, при этом начальное воспламенение в газогенераторе 7 и камере сгорания 19 обеспечивается, например, подачей пускового горючего.

Далее после выхода криогенного жидкостного ракетного двигателя на номинальный режим работы прекращается расход газа из баллонов высокого давления 3 на раскрутку турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и испаренное криогенное топливо дополнительно поступает на подзарядку баллонов высокого давления 3 двигательной установки космического объекта, восполняя запас газа.

Восполнение давления газа в баллонах высокого давления 3 происходит за счет их подзарядки в процессе работы криогенного жидкостного ракетного двигателя, чем обеспечивается необходимое количество газа на всем протяжении полета космического объекта. При необходимости система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта позволяет производить запуск двигателя несколько раз в пределах запасов топлива двигательной установки.

Введением системы обеспечивается запуск криогенного жидкостного ракетного двигателя и подзарядка баллонов высокого давления 3 космического объекта криогенным топливом, испаренным за счет охлаждения камеры сгорания 19 и сопла жидкостного ракетного двигателя 20, при этом не требуется охлаждение внутренней стенки сопла криогенного жидкостного ракетного двигателя 20, в результате чего обеспечивается снижение массы двигательной установки космического объекта ~ на 10%.

Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом, газогенератором, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата, с наружным охлаждением камеры сгорания и сопла в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива, баллоны высокого давления с клапаном зарядки, отличающаяся тем, что в нее введен расходный трубопровод с клапаном криогенного топлива, по входу сообщенный с криогенным топливным баком, а по выходу через турбонасосный агрегат с рубашкой камеры сгорания и рубашкой сопла жидкостного ракетного двигателя, введен также трубопровод, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива, с газогенератором и через пусковой клапан - с баллонами высокого давления, при этом введен также трубопровод подпитки с клапаном подпитки, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания с баллонами высокого давления.

edrid.ru

Индия запустила собственную ракету с криогенным двигателем — Naked Science

5 января индийская организация космических исследований (ISRO) провела успешный пуск ракеты-носителя GSLV-D5 с криогенным двигателем собственной индийской разработки. Телекоммуникационный спутник GSAT-14, находящийся на борту ракеты-носителя, успешно отделился от нее и вышел на орбиту. По данным индийского информагенства PTI, этот пуск должен стать этапным для космической программы Индии.

 

Пуск состоялся с космодрома Шрихарикота, расположенного на одноименном острове в Бенгальском заливе вблизи побережья штата Андхра-Прадеш на юге Индии. Индийские СМИ отмечают, что криогенный двигатель сработал штатно.

 

– Это – новый важный шаг, сделанный страной в сфере освоения науки и технологии, – считает премьер-министр Индии Манмохан Сингх.

 

©ISRO

 

До этого Индии приходилось запускать спутники на иностранных ракетах. Она уже провела шесть пусков ракет семейства GSLV с криогенными двигателями российского производства. В 2010 году Индия попыталась впервые запустить ракету-носитель с двигателем собственного производства, однако попытка тогда не увенчалась успехом. Еще одна попытка была назначена на август прошлого года, но из-за утечки топлива и она не удалась.

 

По мнению экспертов, успех собственного индийского криогенного двигателя имеет важное значение для национальной космической программы. Ракеты-носители GSLV с такими двигателями могут доставлять грузы массой до 5 тонн, в частности, спутники и другие космические аппараты. Между тем ракетам семейства PSLV посилен груз до 1,5 тонны.

 

Пуск такой ракеты обошелся индийской экономике в 1,6 млрд рупий ($25 млн). Еще в 400 млн рупий ($6,3 млн) оценивается стоимость телекоммуникационного спутника GSAT-14, вес которого превышает 1,9 тонны.

 

Напомним, что в ноябре Индия успешно запустила в космос свой первый марсианский зонд.

 

©ISRO

 

naked-science.ru

'ИНДИЙСКАЯ РАКЕТА' 'РАЗГОННЫЙ БЛОК' 'КРИОГЕННЫЙ' 'КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ' 'ОРБИТА' . 15.04.2010

Новые сюжеты

Основные сюжеты

Инфопортрет

  • ИНДИЙСКАЯ РАКЕТА
  • РАЗГОННЫЙ БЛОК
  • КРИОГЕННЫЙ
  • КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
  • ОРБИТА
  • РАЗГОННЫЙ
  • ТРЕТЬЯ СТУПЕНЬ
  • ГЕОСТАЦИОНАРНАЯ ОРБИТА
  • СОБСТВЕННОЕ ПРОИЗВОДСТВО
  • ВОДОРОДНОЕ ТОПЛИВО
  • ВОДОРОДНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
  • ВОДОРОДНЫЙ
  • КОСМОДРОМ
  • КИСЛОРОДНЫЙ
  • ТЕЛЕКОММУНИКАЦИОННЫЙ СПУТНИК
  • НОСИТЕЛЬ
  • КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
  • ГЕОСТАЦИОНАРНЫЙ
  • СТУПЕНЬ
  • БЕНГАЛЬСКИЙ
  • РАСЧЕТНОЕ ВРЕМЯ
  • КРБ
  • СПУТНИК
  • РАДХАКРИШНАН
  • КОСМИЧЕСКОЕ АГЕНТСТВО
  • ИЗРАСХОДОВАТЬ
  • РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
  • ЭТА РАКЕТА
  • КОППИЛИЛА
  • ГЛАВКОСМОС

Архив

Смотреть за сегодня
2012
2011
2010
2009
2008
Запуск индийской ракеты на криогенном двигателе провалился Сайберсекьюрити.Ру 21:30

высоту.       Криогенные ракетные двигатели созданы таким образом, чтобы подаваемое в них жидкое топливо было очень холодным, в противном случае, оно превратилось бы в газ. На сегодня работающие криогенные двигатели для ракет есть лишь у пяти стран. Индия начала создавать криогенные разработки после того, как Россия в 1993 прекратила поставки в эту страну подобных разработок. В США говорят, что на первоначальном этапе Индия создавала криогенные двигатели для межконтинентальных ракет.       Индийская ракета-носитель GSLV-D3 имеет длину 49 метров, вес более 400 тонн и может выводить спутники на орбиту высотой до 36 000 км. Конструктивно носитель состоит из трех отделяемых ступеней и

Индия потерпела неудачу: старт ракеты закончился аварией Глобалист 20:19

труд Старт индийской ракеты завершился аварией, ведь спутник так и не вышел на орбиту.        Неудачный старт индийской ракеты-носителя GSLV-D3 закончился практически катастрофой уже через 500 секунд после старта. Плод многолетней работы так и не оправдал ожиданий телекоммуникационный спутник GSAT-4 так и не вышел на орбиту.        Как стало известно ИА Глобалист, спустя 500 секунд после старта произошел сбой в системе и специалисты Центра управления полетом потеряли связь с ракетой-носителем. Сообщается, что Третья ступень индийской ракеты с кислородно-водородным двигателем собственного производства сошла с заданной траектории, не выполнив намеченной программы.        Весь старт новой индийской ракеты был продуман

В Индии сорвался запуск первой ракеты с разгонным блоком собственного изготовления Lenta.Ru 17:40

ракету с криогенным двигателем собственного производства. По словам руководителя Индийского космического агентства (ISRO) доктора Коппилила Радхакришнана (Koppilil Radhakrishnan), криогенный разгонный блок, по предварительным данным, все же заработал, но не сработали два других двигателя, отвечающие за пространственный маневр, пишет газета The Hindu.       Авария произошла на 304-й секунде полета, когда ракета достигла ускорения 4,9 километра в секунду за секунду. Ее обломки упали в Бенгальский залив.        Радхакришнан отметил, что на разработку индийского криогенного двигателя ушло 18 лет, и следующий запуск с его использованием состоится в течение года.        Ранее на этой индийской ракете-носителе стоял российский криогенный двигатель "12 КРБ", напоминает РИА

Индии не удалось вывести спутник на орбиту Infox.ru 16:59

запуск ракеты с криогенным разгонным блоком. Ракета GSLV не смогла вывести спутник на орбиту из-за отказа двух двигателей. Связь потеряна.        Индийской ракете GSLV-D3 не удалось вывести спутник на орбиту из-за проблем с разгонным блоком местного изготовления.       Ракета с криогенным разгонным блоком должна была вывести спутник GSAT-4, однако через несколько минут после запуска, когда она поднялась на высоту в 60 км, связь с ней была потеряна, сообщает индийская газета The Hindu со ссылкой на специалистов центра управления полетами.        Как уточняет агентство Associated Press, через несколько секунд после запуска ракета отклонилась от намеченного курса, так как в разгонном блоке не сработали два

"Сошла с заданной траектории" Взгляд.ру 16:48

Индийская ракета GSLV, запущенная в четверг, не смогла вывести спутник GSAT- 4 на орбиту. Через 500 секунд после старта - на высоте порядка 60 километров - связь с ней была потеряна. По предварительной версии, к ЧП привели проблемы с разгонным блоком. Это была первая попытка индийцев вывести космический аппарат на геостационарную орбиту с помощью двигателя собственной разработки: до сих пор они пользовались российскими.       Первая индийская ракета-носитель GSLV (Geostationary Space Launch Vehicle) с криогенным разгонным блоком собственного производства стартовала с национального космодрома Шрихарикота, расположенного у побережья Бенгальского залива, в четверг днем. Старт 50-метровой т ракеты состоялся строго в расчетное время, в

Провалился запуск индийской ракеты-носителя: спутник на орбиту не выведен, связь потеряна NEWSru.com 16:43

Провалился пуск индийской ракеты-носителя GSLV-D3 с национального космодрома на острове Шрихарикота. Как передает "Интерфакс" со ссылкой на индийское телевидение, авария произошла через 500 секунд после старта.       "Третья ступень ракеты с кислородно-водородным двигателем собственного производства сошла с заданной траектории, не выполнив намеченной программы", - сообщается в прямом эфире ТВ. Телекоммуникационный спутник GSAT-4 на орбиту не вышел.        Спустя 500 секунд после старта специалисты Центра управления полетом потеряли связь с ракетой-носителем. "Произошел сбой, причины анализируются", - сообщили журналистам представители Индийской организации космических исследований ISRO.        Старт 50-метровой трехступенчатой ракеты GSLV-D3 состоялся строго в расчетное время, в 16:27 по местному

Старт индийской ракеты завершился аварией Вести.Ru 16:43

индийской ракеты-носителя GSLV-D3 с национального космодрома на острове Шрихарикота закончился аварией через 500 секунд после старта, телекоммуникационный спутник GSAT-4 на орбиту не вышел.       "Третья ступень индийской ракеты с кислородно-водородным двигателем собственного производства сошла с заданной траектории, не выполнив намеченной программы", - сообщается в прямом эфире индийской телекомпании.       Спустя 500 секунд после старта специалисты Центра управления полетом потеряли связь с ракетой-носителем. "Произошел сбой, причины анализируются", - сообщили представители Индийской организации космических исследований ISRO.        Старт 50-метровой трехступенчатой ракеты GSLV-D3 состоялся строго в расчетное время, в 16:27 по местному времени (14:57 по московскому времени) с индийского космодрома

Индийская ракета сорвала вывод спутника Брянск.ru 16:33

Индийская ракета GSLV не смогла вывести спутник на орбиту из-за проблем с разгонным блоком, заявил глава Индийской организации космических исследований Коппилил Радхакришнан.       Первая индийская ракета-носитель GSLV с криогенным разгонным блоком собственного производства стартовала с космодрома Шрихарикота в четверг днем. После выхода на высоту около 60 километров связь с ракетой оборвалась, сообщает РИА Новости. Позже выяснилось, что разгонный блок индийской ракеты сработал нештатно. Таким образом вывод спутника на орбиту был сорван.       Ранее на этой индийской ракете применялся российский криогенный разгонный блок "12 КРБ" с кислородно-водородным топливом. На разработку собственного разгонного блока Индийская организация космических исследований израсходовала почти

Индийская ракета-носитель GSLV стартовала с космодрома Шрихарикота РОЛ 16:17

Первая индийская ракета-носитель GSLV с криогенным разгонным блоком собственного производства стартовала с космодрома Шрихарикота. Запуск транслировался в эфире национального телевидения, пишет РИА Новости. Ранее на этой индийской ракете применялся российский криогенный разгонный блок "12 КРБ" с кислородно-водородным топливом. На разработку собственного

Индийская ракета GSLV не смогла вывести спутник на орбиту РИА Новости 15:48

НЬЮ-ДЕЛИ, 15 апр - РИА Новости, Евгений Безека. Индийская ракета GSLV не смогла вывести спутник на орбиту из-за проблем с разгонным блоком, заявил глава Индийской организации космических исследований (ИСРО) Коппилил Радхакришнан.       Первая индийская ракета-носитель GSLV с криогенным разгонным блоком собственного производства стартовала с космодрома Шрихарикота в четверг днем. После выхода на высоту около 60 километров связь с ракетой оборвалась, сообщили журналистам специалисты центра управления полетами.        Ранее на этой индийской ракете применялся российский криогенный разгонный блок "12 КРБ" с кислородно-водородным топливом. На разработку собственного разгонного блока Индийская организация космических исследований (ИСРО) израсходовала почти 80 миллионов долларов

webground.su

Жидкостный ракетный двигатель

жидкостный ракетный двигатель газ, жидкостный ракетный двигатель стирлингаЖи́дкостный ракетный дви́гатель (ЖРД) — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.

Содержание

  • 1 История
  • 2 Сфера использования, преимущества и недостатки
  • 3 Устройство и принцип действия двухкомпонентного ЖРД
    • 3.1 Топливная система
    • 3.2 Система охлаждения
    • 3.3 Запуск ЖРД
    • 3.4 Система автоматического управления ЖРД
    • 3.5 Компоненты топлива
  • 4 Однокомпонентные ЖРД
  • 5 Трёхкомпонентные ЖРД
  • 6 Управление ракетой
  • 7 См. также
  • 8 Ссылки
  • 9 Примечания

История

На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованной в 1903 году. Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Роберт Годдард в 1926 году. Аналогичные разработки в 1931—1933 годах проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера. Эти работы были продолжены в организованном в 1933 году РНИИ, но в 1938 году тематика ЖРД в нём была закрыта, а ведущие конструкторы С. П. Королёв и В. П. Глушко были репрессированы, как «вредители».

Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX века добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль, Гельмут Вальтер, Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2, зенитных «Вассерфаль», «Шметтерлинг», «Рейнтохтер R3». В Третьем рейхе к 1944 году фактически была создана новая отрасль индустрии — ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера, в то время как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.

По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.

В 1957 году в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7, оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108, на тот момент самыми 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 году 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 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 году.

В настоящее время ЖРД широко используются в космических программах. Как правило, это двухкомпонентные ЖРД с криогенными компонентами. В военной технике ЖРД применяются относительно редко, преимущественно на тяжёлых ракетах. Чаще всего это двухкомпонентные ЖРД на высококипящих компонентах.

В 2014 году в ЦСКБ «Прогресс» предложили для запуска сверхтяжёлых ракет разработать новый жидкостный ракетный двигатель, который будет использовать в качестве топлива «СПГ + жидкий кислород».

Сфера использования, преимущества и недостатки

Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.

К преимуществам ЖРД можно отнести следующее:

  • Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4500 м/с для пары кислород — водород, для керосин — кислород — 3500 м/с).
  • Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.
  • При создании больших ракет, например носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твердотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых, за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится

www.turkaramamotoru.com

Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе

 

Двигатель предназначен для космических аппаратов и разгонных блоков ракет-носителей, использующих криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее. ЖРД содержит камеру сгорания (1) с соплом (3), турбонасосы окислителя (7) угловодородного горючего (9) с расходными магистралями (12, 13), соединенные с приводными турбинами (10, 14), и газогенератор (11) с рубашкой охлаждения (15). Вход газогенератора подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а вход рубашки охлаждения подключен к основной расходной магистрали горючего. Причем камера сгорания имеет тракт охлаждения (4), к которому подключен выход из рубашки охлаждения газогенератора, соединяющий ее со смесительной головкой (2) камеры сгорания. Проходящий через рубашку охлаждения газогенератора основной поток углеводородного горючего охлаждает генераторный газ до температуры, обеспечивающей термостойкость лопаток турбины при сжигании в газогенераторе топлива с оптимальным соотношением компонентов, что повышает экономичность работы ЖРД. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности ЖРД тягой менее 5 тс для разгонных блоков ракет-носителей и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасосы окислителя и горючего с расходными магистралями этих компонентов, связанные с приводной турбиной, и газогенератор, при этом расходная магистраль одного из компонентов топлива подключена к камере сгорания и связана параллельной линией с входом газогенератора, к которому подключена расходная магистраль второго компонента, а выход газогенератора соединен с входом турбины, выход которой подключен к камере сгорания (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /Под ред. В.М.Кудрявцева. -М: Высшая школа, 1983, с. 11, рис. 1.6). При использовании известного ЖРД в космических аппаратах или последних ступенях ракет-носителей в этом ЖРД используется криогенное топливо - жидкий кислород (окислитель) и углеводородное горючее. В газогенераторе поступает весь окислитель и часть потока горючего, в результате чего в нем образуется генераторный газ с очень большим избытком окислителя (кислорода). При этом температура генераторного газа на входе в турбину составляет несколько сотен градусов, а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания, составляющее десятки и более атмосфер. Особенно эта проблема характерна для ЖРД тягой менее 5 тс, когда из-за масштабного эффекта КПД турбонасосов уменьшается и требуется существенное повышение температуры генераторного газа для обеспечения приемлемых давлений в камере сгорания. При указанных значениях температуры и давления и очень большом избытке кислорода (массовое соотношение окислителя и горючего >10) генераторный газ обладает крайне высокой химической активностью по отношению к материалу турбины, что может вызвать ее возгорание с последующим взрывом турбонасоса. Происходит также снижение ресурса работы турбины вследствие повышенного износа ее элементов. Также может произойти выход из строя уплотнения валов турбонасосов и горючего турбины, что приведет к аварии ЖРД. Надежность данной схемы ЖРД может быть повышена за счет снижения (в 2 раза) давления в камере сгорания. Однако это связано со значительным увеличением габаритов камеры сгорания, что неприемлемо ввиду жестких ограничений по габаритам для космических аппаратов. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, связанные с турбиной и соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, и газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика". Энциклопедия. /Под ред. В.П.Глушко. -М.: Сов энциклопедия, 1985, с. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива (жидкий кислород и керосин) после турбонасосов поступает в камеру сгорания, а небольшая часть этих компонентов поступает в газогенератор (открытая схема ЖРД). В этом случае, поскольку в газогенератор вводится лишь часть окислителя, несколько снижается химическая активность генераторного газа. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в окружающую среду. Это позволяет улучшить условия работы турбины и повысить эксплуатационную надежность двигателя. Недостатком данного ЖРД является то, что сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, а с большим избытком или недостатком окислителя. Это обусловлено тем, что для обеспечения термостойкости лопаток турбины необходимо поддерживать температуру генераторного газа значительно более низкой, чем температура в камере сгорания ЖРД. В результате этого химическая энергия поступающего в газогенератор топлива используется не полностью, что снижает экономичность ЖРД. Кроме того, при окислительном режиме в газогенераторе большой избыток кислорода обуславливает высокую химическую активность генераторного газа, вызывающую повышенный износ элементов турбины. При восстановительном режиме с большим недостатком окислителя ( Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе и снижения потерь при выхлопе генераторного газа. Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, в соответствии с изобретением снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, при этом выход первой турбины соединен с входом второй турбины, выход которой соединен с закритической частью сопла камеры сгорания. Выполнение в газогенераторе рубашки охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, позволяет сжигать топливо при оптимальном соотношении компонентов, поскольку в этом случае рубашка охлаждения обеспечивает снижение температуры генераторного газа до величины, исключающей его термическое воздействие на лопатки первой турбины, связанной с турбонасосом горючего. При этом повышается экономичность ЖРД за счет значительного повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе. Наличие второй турбины, установленной за первой турбиной по потоку генераторного газа, позволяет обеспечить индивидуальный привод турбонасоса криогенного окислителя. При этом ЖРД содержит самостоятельный турбонасосный агрегат (ТНА) подачи окислителя и ТНА подачи горючего, что существенно облегчает компоновку ЖРД и позволяет снизить потери при его работе. В частности, обеспечивается возможность установки ТНА окислителя на баке криогенного окислителя, что позволяет сократить длину магистрали криогенного окислителя и убрать бустерный насос. Установка второй турбины за первой турбиной, связанной с газогенератором, обеспечивает значительное снижение температуры генераторного газа, поступающего в ТНА окислителя, что позволяет уменьшить энергозатраты при захолаживании насоса криогенного окислителя перед запуском ТНА. Подключение выхода второй турбины к закритической части сопла повышает экономичность работы ЖРД за счет возможности дальнейшего расширения и увеличения скорости отработанного генераторного газа на выходе из сопла. Конструкция предложенного жидкостного ракетного двигателя представлена на прилагаемом чертеже. ЖРД содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, имеющую тракт охлаждения 4 и кольцевой коллектор 5, установленный в закритической части сопла 3. К смесительной головке 2 камеры сгорания подключены расходная магистраль окислителя 6, связанная через турбонасос окислителя 7 с баком криогенного окислителя (не показан), и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 с баком углеводородного горючего (не показан). Магистраль горючего 8 подключена к смесительной головке 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос 9 имеет приводную турбину 10, подключенную к газогенератору 11, вход которого линиями 12 и 13 соединен с расходными магистралями окислителя 6 и горючего 8. ЖРД снабжен также второй турбиной 14, связанной с турбонасосом окислителя 7, а газогенератор 11 имеет рубашку охлаждения 15, включенную в расходную магистраль горючего 8 между турбонасосом 9 и камерой сгорания 1. При этом турбонасос 7 с турбиной 14 составляют турбонасосный агрегат (ТНА) окислителя, а турбонасос 9 с турбиной 10 составляют ТНА горючего. Выход турбины 10 линией 16 соединен с входом второй турбины 14, выход которой линией 17 подключен к кольцевому коллектору 5, установленному на сопле 3 камеры сгорания. В расходных магистралях окислителя 6 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 18 и 19, а на линиях 12 и 13 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 20 и 21. При работе ЖРД криогенный окислитель и углеводородное горючее подаются турбонасосными агрегатами в камеру сгорания 1 по магистралям 6 и 8. Одновременно небольшая часть окислителя и горючего по линиям 12 и 13 подводится в газогенератор 11, где сжигается при оптимальном соотношении компонентов, а высокотемпературные продукты сгорания охлаждаются основным потоком горючего, подводимым в рубашку охлаждения 15 газогенератора по расходной магистрали 8. Образующийся генераторный газ поступает на привод турбины 10 турбонасоса горючего 9, после которой частично отработанный газ по линии 16 поступает на привод турбины 14 турбонасоса окислителя 7. Отработанный генераторный газ через кольцевой коллектор 5 вводится в закритическую часть сопла 3, где разгоняется основным потоком продуктов сгорания до скорости основного потока. Таким образом, в предлагаемом ЖРД обеспечивается работа турбонасосных агрегатов (ТНА) подачи окислителя и горючего при максимальном использовании химической энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, что повышает экономичность работы двигателя. Подача основного потока углеводородного горючего в рубашку охлаждения газогенератора позволяет снизить температуру генераторного газа и исключить его термическое воздействие на лопатки турбины. Введение отработанного генераторного газа в закритическую часть сопла камеры сгорания позволяет на 50% снизить потери по сравнению с выбросом этого газа через специальный выхлопной патрубок турбины. Согласно проведенным расчетам и проектным проработкам, использование предложенного ЖРД в разгонном ракетном блоке космического аппарата, имеющего массу полезного груза порядка 2000 кг, обеспечивает экономию 100 кг топлива за счет снижения потерь на привод турбонасосных агрегатов подачи жидкого кислорода и углеводородного горючего. Одновременно с экономией топлива на 100 кг увеличивается масса полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.

Формула изобретения

Жидкостный ракетный двигатель на жидком кислороде и углеводородном горючем, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос жидкого кислорода и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, отличающийся тем, что он снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, камера сгорания имеет тракт охлаждения, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, вход которой подключен к основной расходной магистрали горючего, а выход подключен к смесительной головке через тракт охлаждения камеры сгорания.

РИСУНКИ

Рисунок 1

www.findpatent.ru

Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. Система запуска относится к жидкостному ракетному двигателю, включающему в себя криогенный топливный бак (1), турбонасосные агрегаты (ТНА) (2, 6), газогенератор (7), сообщенный с турбиной (18) ТНА (6), камеру сгорания (19) и сопло (20). Система снабжена баллонами (3) высокого давления с клапаном зарядки (17). В нее введен расходный трубопровод (14), сообщенный входом с баком (1), а выходом - с рубашками (8, 9) камеры сгорания и сопла. Введен также трубопровод (5) для подачи газообразного криогенного топлива из рубашки (9) сопла к турбине ТНА (2) блока подачи криогенного топлива и в газогенератор (7). Трубопровод (5) через пусковой клапан (16) сообщен с баллонами (3). Система снабжена также трубопроводом (21) подпитки с клапаном (15), сообщающим рубашку (8) камеры сгорания с баллонами (3). Система обеспечивает как запуск ракетного двигателя, так и подзарядку баллонов (3) - через трубопровод (21) - паром криогенного топлива из рубашки (8). Специальных средств охлаждения внутренней стенки сопла (20) не требуется. Техническим результатом изобретения является снижение массы криогенной двигательной установки космического объекта (~10%). 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо.

Известны система запуска жидкостного ракетного двигателя путем раскрутки турбонасосного агрегата сжатым газом. При этом сжатый газ (например, гелий) подается из аккумулятора давления на лопатки турбонасосного агрегата (см. М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели», М., «Машиностроение», 1968, с.228). Газ в аккумулятор давления (например, баллон) заправляется на стартовом устройстве в количестве, необходимом для раскрутки турбонасосного агрегата до момента поступления в турбонасосный агрегат рабочего тела из работающего жидкостного ракетного двигателя (например, горячего газа, отбираемого из газогенератора).

Кроме того, возникает необходимость охлаждения сопла жидкостного ракетного двигателя, которая осуществляется подачей одного из компонентов топлива в рубашку камеры сгорания и рубашку сопла при наружном охлаждении, и дополнительно горючее подается на охлаждение внутренней стенки сопла при внутреннем охлаждении, где оно частично дожигается и выбрасывается вместе с газами в процессе работы жидкостного ракетного двигателя (см. М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели», М., «Машиностроение», 1968, с.117, 118).

Недостатками данной системы запуска жидкостного ракетного двигателя является:

- необходимость иметь на борту космического объекта запас большого объема рабочего тела и, соответственно, необходимого количества баллонов для его хранения, что существенно ухудшает массовые характеристики космического объекта;

- дополнительный расход горючего на охлаждение внутренней стенки сопла жидкостного ракетного двигателя, что также ухудшает массовые характеристики космического объекта из-за неполного сгорания горючего.

Задачей предложенной системы является запуск криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта при снижении массы двигательной установки космического объекта.

Задача решается за счет того, что в систему запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом, газогенератором, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата, с наружным охлаждением камеры сгорания и сопла в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива, баллоны высокого давления с клапаном зарядки, введен расходный трубопровод с клапаном криогенного топлива, по входу сообщенный с криогенным топливным баком, а по выходу через турбонасосный агрегат с рубашкой камеры сгорания и рубашкой сопла жидкостного ракетного двигателя. Введен также трубопровод, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива, с газогенератором и через пусковой клапан - с баллонами высокого давления. Введен также трубопровод с клапаном подпитки, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания с баллонами высокого давления.

На чертеже схематично представлена система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта, где:

1. криогенный топливный бак;

2. турбонасосный агрегат блока подачи криогенного топлива;

3. баллоны высокого давления;

4. клапан криогенного топлива;

5. трубопроводы;

6. турбонасосный агрегат;

7. газогенератор;

8. рубашка камеры сгорания;

9. рубашка сопла;

10. выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла;

11. турбина турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива;

12. выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания;

13. расходный клапан;

14. расходный трубопровод;

15. клапан подпитки;

16. пусковой клапан;

17. клапан зарядки;

18. турбина турбонасосного агрегата;

19. камера сгорания;

20. сопло;

21. трубопровод подпитки.

В систему запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом 6, газогенератором 7, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата 18, с наружным охлаждением камеры сгорания 19 и сопла 20 в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива 2, баллоны высокого давления 3 с клапаном зарядки 17, введен расходный трубопровод 14 с клапаном криогенного топлива 4, по входу сообщенный с криогенным топливным баком 1, а по выходу через турбонасосный агрегат 6 с рубашкой камеры сгорания 8 и рубашкой сопла 9 жидкостного ракетного двигателя. Введен также трубопровод 5, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла 10 жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11, с газогенератором 7 и через пусковой клапан 16 - с баллонами высокого давления 3. Введен также трубопровод подпитки 21 с клапаном подпитки 15, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания 12 с баллонами высокого давления 3.

Клапаны 4, 13, 15 и 16 обеспечивают временную работу агрегатов 2, 3, 6, 7, 8, 9 в соответствии с циклограммой работы двигательной установки.

При предварительной раскрутке турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и турбины турбонасосного агрегата 18 распределение газа, поступающего из баллонов высокого давления 3, может обеспечиваться, например, с помощью дроссельных устройств, установленных в соответствующих трубопроводах.

Из баллонов высокого давления 3 газ расходуется, например, на работу сопел управления для управления полетом космического объекта, на наддув криогенного топливного бака 1 и на работу двигателей для создания перегрузки при запуске жидкостного ракетного двигателя и др.

В качестве клапанов 4, 13, 15, 16 и 17 могут быть применены, например, электропневмоклапаны, управление которыми производится подачей на них электрического тока.

Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта работает следующим образом.

При подготовке космического объекта к полету на стартовом комплексе баллоны высокого давления 3 первоначально заправляются газом от наземных устройств зарядки при открытым клапане зарядки 17.

В процессе запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя газом из баллонов высокого давления 3 ведется предварительная раскрутка турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и турбины основного турбонасосного агрегата 18. Жидкое криогенное топливо поступает в рубашку камеры сгорания 8 и в рубашку сопла 9 для их охлаждения.

Испаренное криогенное топливо из рубашки сопла 9 поступает на турбину турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и в газогенератор 7, обеспечивая их дальнейшую работу.

Выработанный газогенератором 7 газ (например, сжигание горючего с избытком окислителя - «кислый газ») раскручивает турбину основного турбонасосного агрегата 18, после чего поступает в камеру сгорания 19 жидкостного ракетного двигателя, где дожигается путем подачи горючего, создавая в сопле 20 реактивную тягу, при этом начальное воспламенение в газогенераторе 7 и камере сгорания 19 обеспечивается, например, подачей пускового горючего.

Далее после выхода криогенного жидкостного ракетного двигателя на номинальный режим работы прекращается расход газа из баллонов высокого давления 3 на раскрутку турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и испаренное криогенное топливо дополнительно поступает на подзарядку баллонов высокого давления 3 двигательной установки космического объекта, восполняя запас газа.

Восполнение давления газа в баллонах высокого давления 3 происходит за счет их подзарядки в процессе работы криогенного жидкостного ракетного двигателя, чем обеспечивается необходимое количество газа на всем протяжении полета космического объекта. При необходимости система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта позволяет производить запуск двигателя несколько раз в пределах запасов топлива двигательной установки.

Введением системы обеспечивается запуск криогенного жидкостного ракетного двигателя и подзарядка баллонов высокого давления 3 космического объекта криогенным топливом, испаренным за счет охлаждения камеры сгорания 19 и сопла жидкостного ракетного двигателя 20, при этом не требуется охлаждение внутренней стенки сопла криогенного жидкостного ракетного двигателя 20, в результате чего обеспечивается снижение массы двигательной установки космического объекта ~ на 10%.

Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом, газогенератором, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата, с наружным охлаждением камеры сгорания и сопла в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива, баллоны высокого давления с клапаном зарядки, отличающаяся тем, что в нее введен расходный трубопровод с клапаном криогенного топлива, по входу сообщенный с криогенным топливным баком, а по выходу через турбонасосный агрегат с рубашкой камеры сгорания и рубашкой сопла жидкостного ракетного двигателя, введен также трубопровод, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива, с газогенератором и через пусковой клапан - с баллонами высокого давления, при этом введен также трубопровод подпитки с клапаном подпитки, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания с баллонами высокого давления.

www.findpatent.ru