Жидкостной двигатель


ЖРД закрытого цикла - это... Что такое ЖРД закрытого цикла?

ЖРД замкнутой схемы

ЖРД замкнутой схемы (ЖРД закрытого цикла) — жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В ракетном двигателе замкнутой схемы один из компонентов газифицируется в газогенераторе за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной тяги.

В зависимости от того, какой именно компонент газифицируется полностью, различают двигатели закрытой схемы с окислительным генераторным газом (примеры: РД-253, РД-170/171, РД-180, РД-120, НК-33), с восстановительным генераторным газом (примеры: SSME, РД-0120, РД-857) и с полной газификацией компонентов (РД-270).

Сравнение с другими схемами

В отличие от двигателей открытой схемы, в двигателе замкнутой схемы генераторный газ после срабатывания на турбине не выбрасывается в окружающую среду, а подаётся в камеру сгорания, участвуя таким образом в создании тяги и повышая эффективность двигателя (удельный импульс).

В двигателе закрытой схемы расход рабочего тела через турбину ТНА существенно выше, чем в двигателе открытой схемы, что делает возможным достижение более высоких давлений в камере сгорания. При этом размеры камеры сгорания уменьшаются, а степень расширения сопла увеличивается, что делает его более эффективным при работе в атмосфере.

Недостатком этой схемы являются тяжёлые условия работы турбины, более сложная система трубопроводов из-за необходимости транспортировки горячего генераторного газа к основной камере сгорания, что имеет большое влияние на общую конструкцию двигателя и усложняет управление его работой.

История

Замкнутая схема ЖРД была впервые предложена А. М. Исаевым в 1949 году. Первый двигатель, созданный по этой схеме, был ЖРД 11Д33 (S1.5400), разработанный бывшим помощником Исаева Мельниковым, который использовался в создаваемых советских ракетах-носителях (РН).[1][2] Примерно в то же время, в 1959 году, Н. Д. Кузнецов начал работу над ЖРД с замкнутой схемой НК-9 для баллистической ракеты ГР-1 конструкции С. П. Королёва. Кузнецов позже развил эту схему в двигателях НК-15 и НК-33 для неудачной лунной РН Н1 и Н1Ф. Модификацию двигателя НК-33, ЖРД НК-33-1, планируется использовать на центральной ступени РН «Союз-2-3». Первый некриогенный ЖРД закрытой схемы РД-253 на компонентах гептил/N2O4 был разработан В. П. Глушко для РН «Протон» в 1963 году.

После неудачи программы разработки РН Н1 и Н1Ф, Кузнецову было приказано уничтожить технологию разработки ЖРД НК-33, но вместо этого десятки двигателей были законсервированы и помещены на склад. В 1990-х, специалисты Аэроджет посетили это предприятие, в ходе которого была достигнута договорённость о демонстрационных испытаниях двигателя в США для подтверждения параметров удельного импульса и других спецификаций.[3] Российский двигатель РД-180, получаемый Локхид Мартин и позже ULA (англ. United Launch Alliance — Объединённый альянс запусков) для РН Атлас III и Атлас-5, также использует замкнутую схему с дожиганием генераторного газа, который перенасыщен окислителем.

Первым ЖРД замкнутой схемы на западе был лабораторный двигатель, созданный в 1963 году немецким инженером Людвигом Бёльковым (англ. Ludwig Bölkow).

Маршевый двигатель космического челнока RS-24 (SSME) является ещё одним примером ЖРД замкнутой схемы и являются первыми двигателем данного типа, которые использовали компоненты кислород/водород. Российский аналог РД-0120 — использовался в центральном блоке системы РН «Энергия» — имеет ряд технических усовершенствований.

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива (англ. Full flow staged combustion, FFSCC — «полнопоточный ступенчатый цикл сгорания» или «газ-газ») представляет из себя разновидность замкнутой схемы, в которой осуществляется газификация всего топлива в двух газогенераторах: в одном небольшая часть горючего сжигается с почти полным расходом окислителя, а в другом — почти полный расход горючего сжигается с оставшейся частью окислителя. Получившиеся генераторные газы используются для привода турбонасосных агрегатов (ТНА).

Большой расход рабочего тела через турбины позволяет получать очень высокие давления в камере сгорания двигателя. При использовании данной схемы турбины имеют ме́ньшую температуру, так как через них проходит бо́льшая масса, что должно привести к более продолжительному функционированию двигателя и его бо́льшей надёжности. Полная газификация компонентов приводит также к более быстрым химическим реакциям сгорания в основной камере, что в ряде случаев увеличивает удельный импульс ЖРД данной схемы на 10-20 сек — по сравнению с двигателями других схем (например, РД-270 и РД-0244).[4]

В настоящее время по этой схеме НАСА и ВВС США разрабатывают «Интегрированный демонстратор силовой насадки (англ. integrated powerhead demonstrator)».[5] В России данная схема работы двигателя с полной газификацией компонентов была реализована в ЖРД РД-270 для окислительного и топливного независимых контуров в 1969 году.

Примечания

Ссылки

dic.academic.ru

Способ создания многоцилиндрового жидкостного двигателя внутреннего сгорания и двигатель

Изобретение относится к двигателям, использующим жидкость. Способ создания многоцилиндрового жидкостного двигателя внутреннего сгорания, содержащего гидросистему, состоящую из турбины и цилиндров, подающих на турбину из внешней камеры сгорания жидкость под давлением газов сгорающей топливной смеси и системы подготовки и воспламенения горючей смеси, при этом жидкостные двигатели объединены в один агрегат, цилиндры которого спарены в проточные блоки, закольцованы на общую турбину, поочередно заполняемыми жидкостью, отсекаемой от потока, отклоненного в спаренный цилиндр, при этом истечение жидкости под давлением газов из внешней камеры сгорания из первого цилиндра, поток снова возвращается в него, вытесняя газы, пока извергается спаренный цилиндр, а последующий блок четырехцилиндрового двигателя включается в действие при снижении давления в цилиндре предыдущего блока вдвое, значит обратно-пропорционально числу блоков двигателя. Многоцилиндровый жидкостный двигатель, содержащий гидросистему с цилиндрами, подающими на общую турбину жидкость с помощью давления газов из камер сгорания и системы подготовки и воспламенения горючей смеси, жидкостные двигатели объединены в один агрегат, проточные цилиндры которого спарены в блоки и поочередно заполняемы жидкостью, отсекаемой от потока, отклоненного в спаренный цилиндр, при этом после истечения жидкости давлением от его внешней камеры из первого цилиндра поток, давлением из спаренного, снова после турбины возвращается в первый, вытесняя газы, а последующий блок четырехцилиндрового двигателя включается в действие при снижении давления в предыдущем блоке вдвое. Изобретение обеспечивает повышение КПД двигателя за счет улучшения догорания топлива и уменьшение вредных выбросов. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к двигателям, использующим жидкость и турбину вместо кривошипно-шатунного механизма превращения давления газов сгорающей смеси во вращательное движение вала двигателя.

Известен ряд технических решений, например по патенту США №3.202.108 или патент DE №2720171 и др., но они непригодны для создания многоцилиндрового агрегата по причине излишней громоздкости и большого расхода горючего.

Вполне подходит для этого только способ по патенту Р.Ф. №2364735, заключающийся в использовании спаренных, взаимно подменяющих друг друга трубных цилиндров, жидкость из которых поочередно подвергается давлению газов из камер сгорания и извергается на турбину. Здесь камеры сгорания расположены вне трубных цилиндров и соединены с ними патрубками, что позволило выполнить цилиндры проточными, не прерывающими поток жидкости в ее кругообороте в гидросистеме двигателя. Внешнее расположение камер сгорания позволило отсекать часть потока в одном из трубных цилиндров и подвергать ее давлению газов из камеры сгорания для этого трубного цилиндра, извергая из него на турбину, тогда как остальной поток жидкости безостановочно движется, заполняя параллельный трубный цилиндр, вытесняя из него газы прошедшего процесса, пока наступит его очередь быть отсеченным и извергать из него жидкость на ту же турбину под давлением газов из его камеры внешнего сгорания. Потоки из цилиндров разделены клапаном.

Жидкостный двигатель по такому способу вполне пригоден для создания мощных силовых стационарных установок, например для ТЭЦ, где вес и габариты не имеют решающего значения. Но для любых транспортных средств такой элементарный двигатель непригоден. Чтобы создать мощный и сравнительно легкий жидкостный двигатель без большого маховика, можно скомплектовать его из нескольких элементарных единиц (блоков), согласованно воздействующих на единый вал двигателя. Однако даже расположение нагнетателей воздуха сбоку от цилиндра не позволяет создать компактный многоцилиндровый двигатель. Отсутствие механической связи работы цилиндра с валом двигателя исключает возможность связать работу цилиндров отдельных элементарных двигателей (блоков) между собой. Нет определителей давления в цилиндрах для согласования их работы, недостаточен способ изменения скорости и ее регулирования, наконец, агрегат из таких отдельных турбин на общем валу будет громоздкий, тяжелый, неэффективный из-за потерь энергии на завихрения жидкости на лопатках входного сопла. Необходим воздушный конденсатор жидкости на выхлопных газов. Все недостатки решены этим способом. В таком двигателе используются не цилиндры, как конструктивное понятие, а трубы, изогнутые по форме, обеспечивающей наилучшее протекание жидкости, наименование их цилиндрами используется по аналогии с цилиндрами ДВС. Элементарный жидкостной двигатель по рабочему циклу является двухтактным: рабочий ход и выхлоп с заполнением.

Конструкция многоцилиндрового жидкостного двигателя создается из нескольких блоков элементарных двигателей, содержащих турбину 1 и спаренные цилиндры 2, поочередно пропускающие поток жидкости то через один, то через другой из них, вытесняя находящиеся там отработавшие газы. Жидкость заполняет объем цилиндра 2 и сразу же вытесняется новой порцией газа на турбину 1. Автоматическое управление работой двигателя осуществляется сжатым воздухом, который обеспечивается нагнетателем, состоящим из пневмоцилиндра 3 и гидропривода 4, связанного с цилиндром 2 двумя каналами, один из которых 5 постоянно открыт в цилиндр 2, а другой откроется только после сжатия воздуха пневмоцилиндром 3 и смещения золотникового поршенька гидропривода 4. Обратный ход обоих поршней нагнетателя обеспечивается за счет штока 6 с надетой на него пружиной (на чертеже не показано). Шток 6 содержит на конце пружинящую (при рабочем ходе нагнетателя) защелку, включающую пневмоклапаны 7, 8 управления двигателем при обратном ходе штока 6. В верхней части цилиндра 2 размещен выхлопной клапан 9, связанный с работой внешней камеры сгорания 10, которая питается горючей смесью от плунжера 11. Камера сгорания 10, при вспышке смеси в ней, выталкивает пробочный поршенек 12, упирающийся подвижно своим донышком в коромысловый рычаг 13, который одним концом (с роликом) захлопывает отсечной клапан 14, а другим - выхлопной клапан 9, отсекая вошедшую в него жидкость от потока, перенаправленного в другой, параллельный цилиндр 2. Плунжер 11 управляется пневмоклапанами 7 и 8 расположенными на другом, параллельном цилиндре 2 и сработает для питания горючим камеры 10, когла в параллельном цилиндре 2 заканчивается процесс вытеснения жидкости на турбину 1. Клапан 7 связан с плунжером 11 последующего блока двигателя, а клапан 8 - с плунжером 11 параллельного цилиндра 2 этого блока. Пневмоцилиндр 3 нагнетателя воздуха должен, воспользовавшись ресрвером 15, обеспечить сжатым воздухом одну камеру сгорания 10, два клапана 7 и 8 с их линиями питания и один плунжер 11 за каждый такт пневмоцилиндра 3. Пневматические клапаны 7 и 8 управляют подготовкой и подачей смеси в камеры 10. Таких клапанов по два на каждом цилиндре 2, причем ближний к штоку 6 управляет подачей смеси в последующий блок двигателя, дальний от штока 6 - в спаренный цилиндр этого же блока. Их место установки определяет момент их срабатывания, так как пружина на штоке 6 при уменьшении давления газов в трубном цилиндре 2 (в связи с расходом жидкости) начнет оттягивать гидроцилиндрик 4 в сторону этих пневмоклапанов 7 и 8 и защелкой на штоке 6 и включит их в работу.

Фактически гидропривод 4 контролирует давление в цилиндре 2 с погрешностью на трение его поршней. Как раз основным решением данного изобретения и является согласование взаимодействий двух, трех и более блоков элементарных жидкостных двигателей, так как здесь нет механической связи между работой цилиндров 2 и валом турбины. Решений найдено путем учета спадания давления в цилиндрах 2 И эта функция возложена на шток 6 гидропривода 4. Он включает в работу последующие блоки при снижении давления в предыдущем блоке вдвое при 2-х блоках, и втрое при трех блоках, т.е. на каждую долю от числа элементарных составляющих, объединенных в один агрегат. Последующие блоки подхватывают нагрузку на валу турбины, компенсировав недостаток давления газов по ходу такта одиночного блока двигателя. Стало возможным создавать многоцилиндровые двигатели любой мощности. Турбины 1 могут быть раздельные на общем валу, но можно применить турбину со сборным ротором, на котором раздельно расположены венцы лопаток каждого блока, разделенные между собой диском, но в общем кожухе со своими соплами. Лопатки следует несколько согнуть по ходу вращения, а концы их напротив; это способствует восприятию динамического напора струи и облегчает отделение жидкости на выходе при поддуве воздухом для ликвидации вакуума.

Входная часть цилиндра 2 содержит наголовник, к которому снаружи крепится своим патрубком камера сгорания 10, а изнутри пробочный поршенек 12 в том же патрубке и связанный с ним коромысловый рычаг 13, воздействующий на отсечной клапан 14 и газовыхлопной 9. Все нагнетатели 3 связаны с ресивером 15, а выхлопные клапаны 9 связаны с конденсатором 16 паров жидкости, возвращаемой обратно в цилиндр 2 из сборника жидкости силой пневмореле, по уровню. Предлагаемый жидкостный двигатель намного экономичнее поршневых двигателей, так как его проточные цилиндры 2 не задерживают поток жидкости и потому нет потерь на последующий разгон ее, а присутствует только дополнительный разгон в цилиндрах за счет энергии горючей смеси, который расходуется на полезное усилие на валу турбины 1. Расход энергии на работу отсечного клапана 14 не превышает затрат ее на распределительную систему поршневых двигателей. Расход энергии на работу нагнетателя воздуха неизбежен как и у всех ДВС, да кроме того производится попутно без торможения жидкости и без снижения ее воздействия на турбину 1. Однако главное преимущество жидкостных двигателей - в уменьшении ядовитых выбросов в атмосферу как из-за уменьшения расхода горючего, так и вследствие исключения в нем ядовитых присадок: жидкость на пробочном поршеньке 12 исключает детонацию. Потому и возможен дизельный цикл на любом горючем, при увлажнении пробочного поршенька 12 брызгами входящего потока, в первый момент заполнения жидкостью цилиндра 2.

Согласно патенту RU 2364735 пневматические элементы, управляющие подготовкой и подачей горючей смеси, работают не от штока 6 "своего" нагнетателя воздуха 3, а от штока оказалось возможным установить пневмоэлемент 7, питающий третий цилиндр на корпусе первого, на половине возвратного хода штока 6, тогда как в конце хода этого штока находится пневмоэлемент 8, питающий второй цилиндр этого же силового блока также как и пневмоэлемент в конце хода третьего нагнетателя воздуха 3 управляет подачей горючей смеси в четвертый цилиндр 2 на четвертом цилиндре, на середине хода штока 6 его нагнетателя воздуха 3, находится пневмоэлемент, питающий плунжер первого цилиндра, обеспечивая замкнутый цикл.

У шестицилиндрового двигателя пневмоэлемент 8 питания третьего цилиндра расположен на корпусе первого, а питающий пятый цилиндр 2- на корпусе третьего. И также пневмоэлемент с шестого цилиндра управляет работой плунжера первого. Каждый пневмоэлемент состоит из клапана, пропускающего воздух в камеры сгорания и одновременно в силовой цилиндр плунжера с горючим. Этот плунжер в конце своего движения обеспечивает зажигание (если не предусмотрено самовоспламенение). Пусковые клапаны-кнопки сразу же блокируются после запуска.

Перед началом работы необходимо заполнить ресивер 15 воздухом под давлением выше рабочего в камерах сгорания. Трубная гидросистема должна быть заполнена водой (или другой негорючей, невспенивающейся, а для холодной погоды и незамерзающей жидкостью) в объеме на один цилиндр и треть турбины меньше полного объема каждого блока двигателя. Трубопроводы горючего должны быть заполнены им. Запуск производится пусковой пневмокнопкой к плунжеру первого цилиндра 2. Турбина 1 состоит их половин корпуса 17 со своими соплами и разделительным диском 18 между лопатками 19 блоков. Лопатки 19 наклонно расположены на роторе 20, чтобы быть перпендикулярно выходному потоку. С истечением жидкости из цилиндра 2 падает давление в нем и пружина нагнеетателя воздуха нагнетателя воздуха вытягивает шток 6 и поршень нагнетателя. Как только шток достигнет пневмоэлемента третьего цилиндра (расположенного на первом цилиндре), то начнет работать и третий цилиндр двигателя. При дальнейшем снижении давления в первом цилиндре его шток включит питание второго, а вскоре шток третьего нагнетателя включит питание четвертого, который, при снижении его давления, наполовину включит питание первого трубоцилиндра. Круг замкнулся.

Скорость вращения турбины зависит от давления, определяемого типом и количеством горючего. Снижение скорости возможно и за счет замедления темпа нагнетателей воздуха путем торможения возврата пневмоцилиндра нагнетателя воздуха путем торможения возврата пневмопоршня нагнетателя воздуха 3, дросселируя выход воздуха из задней камеры.

Охлаждение жидкости в двигателе обеспечивается разветвленной поверхностью трубной системы и дополнительно ребрами на возвратных трубах, хотя не исключена вентиляция в кожухе. Нагнетатели воздуха для создания горючей смеси расположены сверху на цилиндрах и соединены с ними каналами 5 в корпусе гидропривода 4. Отсечные клапаны могут ходить горизонтально при расположении камер за цилиндрами, но это менее эффективно, чем описанный вариант.

Перечень элементов двигателя на чертеже

На фигуре 1 изображен общий вид на 4-х цилиндрового двигателя.

На фиг.2 - схематический разрез одного блока без второго цилиндра.

На фиг.3 - схематический разрез турбины.

На фиг.4 - наголовник цилиндра с камерой сгорания.

Оцифрованные элементы:

1. Ротор комплексной турбины с лопатками.

2. Цилиндр двигателя.

3. Пневматический цилиднр нагнетателя воздуха (компрессор).

4. Гидравлический цилиндр привода нагнетателя воздуха с золотниковым поршеньком.

5. Канал входа жидкости в привод нагнетателя.

6. Шток нагнетателя воздуха с пружиной на нем (не показана).

7. Пневмоклапан для подачи смеси в последующий цилиндр/во второй блок/.

8. Пневмоклапан для подачи горючей смеси в спаренный цилиндр этого блока.

9. Выхлопной клапан цилиндра, соединенный с конденсацией.

10. Внешняя камера внутреннего сгорания смеси.

11. Пневматический плунжер подачи горючего в камеру.

12. Пробочный поршень камеры сгорания.

13. Коромысловый рычаге перекидным устройством, управляющий клапанами.

14. Отсечной клапан жидкости цилиндра.

15. Ресивер сжатого воздуха.

16. Конденсатор паров жидкости из выхлопных газов.

17. Сдвоенный корпус комплексной турбины.

18. Разделительный диск между полостями турбины.

19. Лопатки турбины, наклонные и с загнутыми концами.

20. Диск ротора комплексной турбины с лопатками от двух блоков.

1. Способ создания многоцилиндрового жидкостного двигателя внутреннего сгорания, содержащего гидросистему, состоящую из турбины и цилиндров, подающих на турбину из внешней камеры сгорания жидкость под давлением газов сгорающей топливной смеси и системы подготовки и воспламенения горючей смеси, отличающийся тем, что жидкостные двигатели объединены в один агрегат, цилиндры которого спарены в проточные блоки, закольцованы на общую турбину, поочередно заполняемыми жидкостью, отсекаемой от потока, отклоненного в спаренный цилиндр, при этом истечение жидкости под давлением газов из внешней камеры сгорания из первого цилиндра, поток снова возвращается в него, вытесняя газы, пока извергается спаренный цилиндр, а последующий блок четырехцилиндрового двигателя включается в действие при снижении давления в цилиндре предыдущего блока вдвое, значит обратно-пропорционально числу блоков двигателя.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что нагнетатель воздуха и гидропривод нагнетателя воздуха расположены сверху на цилиндрах, и гидропривод соединен каналами с цилиндром, а подпружиненный шток его включает при возвратном ходе пневмоклапаны управления плунжером двигателя.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют давление и количество жидкости в данном цилиндре по положению штока нагнетателя воздуха, затем подают плунжером рабочую смесь в камеру сгорания цилиндров и воспламеняют ее.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменение скорости вращения турбины осуществляют за счет изменения типа и количества горючего, а также за счет изменения частоты срабатывания нагнетателя воздуха, регулируя выход воздуха из его камеры за поршнем.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что турбина выполнена с общим ротором и с разделенными диском полостями для потоков от разных блоков в общем корпусе, причем лопатки несколько отогнуты вперед по вращению перпендикулярно потоку, выходящему из сопла, и с обратным загибом их концов для удержания усилия струи из сопла.

6. Многоцилиндровый жидкостной двигатель внутреннего сгорания, содержащий гидросистему с цилиндрами, подающими на общую турбину жидкость с помощью давления газов из камер сгорания и системы подготовки и воспламенения горючей смеси, отличающийся тем, что жидкостные двигатели объединены в один агрегат, проточные цилиндры которого спарены в блоки и поочередно заполняемы жидкостью, отсекаемой от потока, отклоненного в спаренный цилиндр, при этом после истечения жидкости давлением от его внешней камеры из первого цилиндра поток давлением из спаренного снова после турбины возвращается в первый, вытесняя газы, а последующий блок четырехцилиндрового двигателя включается в действие при снижении давления в предыдущем блоке вдвое.

www.findpatent.ru

Система охлаждения камер ЖРД

 

4.1. Физическая картина теплообмена в камере ЖРД

 

На рисунке представлено распределение температуры в системе «полость камеры сгорания - внутренняя стенка камеры ЖРД – зарубашечное пространство», т.е. рассматривается процесс теплопередачи между газообразной и жидкими средами, разделёнными твёрдой стенкой. Условные обозначения к рис.52:

Тг, Тохл, Тст1, Тст2 – температуры газового потока, охладителя в зарубашечном пространстве и поверхностей внутренней стенки, соответственно, К;

Wг и Wохл – скорости теплового потока и охладителя, соответственно, м/с.

qΣ – суммарная плотность газового потока, воздействующая на внутреннюю стенку камеры сгорания, Вт/м2;

αг – коэффициент теплоотдачи от газа к внутренней стенке камеры ЖРД, Вт/м2·К.

 
 
Рис.52

Распределение температуры в камере ЖРД

 

В первоначальный момент времени при запуске двигателя температура внутренней стенки со стороны газа и охладителя изменяются с течением времени; причём темп изменения температур может быть неодинаков.

Такой тепловой режим называется нестационарным или неустановившимся.

Через некоторый период времени наступает установившийся (стационарный) режим, который характеризуется постоянством параметров (Тст1, Тст2) рассматриваемого процесса (при неизменных режимных параметрах теплообмена qΣ, Тг и Тохл).

Суммарная плотность теплового потока, воспринимаемая внутренней стенкой камеры ЖРД, может быть определена следующим образом:

,

где: qк и qл – плотности теплового потока, воспринимаемые внутренней стенкой камеры ЖРД, обусловленные явлениями конвекции и лучистого теплообмена, соответственно.

 

,

где: Сn – приведенный коэффициент лучеиспускания.

 

.

 

4.2. Распределение плотности теплового потока

по длине камеры ЖРД

 

Величина плотности теплового потока и её распределение по длине камеры ЖРД в основном определяется следующими параметрами, рис.53:

 
 

Рис.53

Изменение параметров газового потока по длине камеры ЖРД

 

- температурой газа Тг;

- скоростью газового потока Wг;

- плотностью газа ρг;

- площадью поперечного сечения камеры F.

Величина конвективной составляющей плотности теплового потока qк в основном определяется массовой скоростью рабочего тела (Wг·ρг) и величиной площади поперечного сечения (F):

 

.

Величина конвективной составляющей плотности теплового потока qк в основном определяется массовой скоростью рабочего тела (Wг·ρг) и величиной площади поперечного сечения (F):

 

.

 

Величина лучистой составляющей плотности теплового потока зависит от температуры газового потока Тг:

 

.

 

Как видно из рис.53 максимальное значение суммарной плотности теплового потока qΣmax наблюдается в зоне критического сечения сопла и в некоторых случаях указанная величина может достигать 60 МВт/м2, что определяет необходимость создания эффективной тепловой защиты.

 

 

4.3. Классификация систем охлаждения ЖРД

Внешнее охлаждение

 

Проточное охлаждение - это охлаждение элементов, за счет обтекания поверхности нагрева охладителем с внешней стороны.

При автономном охлаждении охладитель после отбора тепла с внешней стороны стенки направляется не в камеру сгорания, а отводится к другим элементам или узлам (схема ЖРД с газификацией охладителя в зарубашечном пространстве ).

При регенеративном охлаждении в качестве охладителя используется один из компонентов топлива, который после прохождения по зарубашечному пространству направляется в камеру сгорания.

При радиационном охлаждении отвод тепла с внешней стороны

элемента осуществляется за счет излучения.

 

На рис.54 представлена классификация систем охлаждения ЖРД.

 
 

 

Рис.54

Классификация систем охлаждения ЖРД

 

4.4. Требования, предъявляемые к внешнему

(наружному) охлаждению

 

Основное требование, обеспечивающее создание эффективного внешнего охлаждения может быть сформулировано следующим образом:

 
 

,

 
 

где: - действительная и допустимая температура охладителя, соответственно.

 
 

Величина выбирается исходя из следующих условий:

 

1) Тохл < Ткип ,

 

где: Ткип - температура кипения компонента в зарубашечном пространстве камеры ЖРД . В противном случае в зарубашечном пространстве будет наблюдаться увеличение давления, что может привести к нарушению целостности конструкции, а за счет образования паровых пробок – к изменению гидродинамики потока.

 

2) Тохл< Тразл

 

 

где: Тразл - температура разложения компонента протекающего по зарубашечному пространству. В противном случае на стенках охлаждающего тракта может начаться процесс смолообразования вещества, что приведет к увеличению термического сопротивления стенки, а, следовательно, к росту величины температурного градиента в ней. Кроме того, образования летучих продуктов при разложении компонента может отрицательно сказаться на работе форсунок смесительной головки камеры ЖРД.

3) Скорость течения охладителя Wохл должна быть равна своему расчетному значению.

Wохл=Wрасч

Невыполнение этого условия может привести к существенному увеличению величины гидравлического сопротивления охлаждающего тракта зарубашечного пространства камеры ЖРД.

4) Компонент должен обладать малыми значениями вязкости коррозионной активности и температуры замерзания. При этом значение теплоемкости, температуры кипения и разложения компонента желательно иметь максимально большими.

Обычно в качестве охладителя используется горючее, однако в некоторых случаях (при недостатке горючего) в качестве охладителя может использоваться окислитель.

 

4.5. Внутреннее охлаждение

 

При указанной схеме охлаждения охладитель вводится во внутреннюю полость камеры сгорания, создавая при этом простеночный слой газа с пониженной температурой. Охладитель должен обладать повышенными значениями теплоемкости, температуры кипения и диссоциации.

Для внутреннего охлаждения обычно используют горючее (водород, монометил, гидрозин). При внутреннем охлаждении подача охладителя в камеру ЖРД может осуществляться следующими способами:

1) через периферийные форсунки, расположенные по внешнему диаметру головки камеры, рис.55.

Этот способ охлаждения наиболее прост по своему конструктивному выполнению. Однако, пристеночный слой газа с пониженной температурой отрывается от поверхности внутренней стенки, вследствие интенсивного вихревого движения в камере и пульсации давления в ней.

Поэтому для обеспечения эффективного охлаждения внутренней стенки камеры ЖРД могут быть использованы пояса завес.

 

 

Рис.55

Охлаждение периферийными форсунками

 

1) через пояса завес, которые представляют собой ряд мелких (обычно тангенциальных) отверстий, выполненных во внутренней стенке камеры. Указанные отверстия могут иметь форму окружности или кольцевой щели.

a) б)

Рис.56

Пояса завес

 

Обычно пояса завес выполняются перед наиболее теплонапряженными зонами камер ЖРД.

Для ЖРД малых тяг, используемых на высотах до 5км, как правило, достаточно иметь только завесное охлаждение.

 

3) через пористые вставки (транспирационное охлаждение). Охладитель подается в камеру ЖРД через вставки, выполненные из пористого материала, уставленные во внутренней стенке камеры. В качестве преимущества указанного способа охлаждения необходимо отметить равномерное распределение охладителя по внутренней поверхности камеры. К недостаткам транспирационного охлаждения можно отнести высокое гидравлическое сопротивление материала вставок, пониженное значение прочности, сложность закрепления вставки в стенке камеры, а также зашлаковывание пористых вставок в процессе эксплуатации.

 

Похожие статьи:

poznayka.org

способ создания многоцилиндрового жидкостного двигателя внутреннего сгорания и двигатель - патент РФ 2495262

Изобретение относится к двигателям, использующим жидкость. Способ создания многоцилиндрового жидкостного двигателя внутреннего сгорания, содержащего гидросистему, состоящую из турбины и цилиндров, подающих на турбину из внешней камеры сгорания жидкость под давлением газов сгорающей топливной смеси и системы подготовки и воспламенения горючей смеси, при этом жидкостные двигатели объединены в один агрегат, цилиндры которого спарены в проточные блоки, закольцованы на общую турбину, поочередно заполняемыми жидкостью, отсекаемой от потока, отклоненного в спаренный цилиндр, при этом истечение жидкости под давлением газов из внешней камеры сгорания из первого цилиндра, поток снова возвращается в него, вытесняя газы, пока извергается спаренный цилиндр, а последующий блок четырехцилиндрового двигателя включается в действие при снижении давления в цилиндре предыдущего блока вдвое, значит обратно-пропорционально числу блоков двигателя. Многоцилиндровый жидкостный двигатель, содержащий гидросистему с цилиндрами, подающими на общую турбину жидкость с помощью давления газов из камер сгорания и системы подготовки и воспламенения горючей смеси, жидкостные двигатели объединены в один агрегат, проточные цилиндры которого спарены в блоки и поочередно заполняемы жидкостью, отсекаемой от потока, отклоненного в спаренный цилиндр, при этом после истечения жидкости давлением от его внешней камеры из первого цилиндра поток, давлением из спаренного, снова после турбины возвращается в первый, вытесняя газы, а последующий блок четырехцилиндрового двигателя включается в действие при снижении давления в предыдущем блоке вдвое. Изобретение обеспечивает повышение КПД двигателя за счет улучшения догорания топлива и уменьшение вредных выбросов. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Рисунки к патенту РФ 2495262

Изобретение относится к двигателям, использующим жидкость и турбину вместо кривошипно-шатунного механизма превращения давления газов сгорающей смеси во вращательное движение вала двигателя.

Известен ряд технических решений, например по патенту США № 3.202.108 или патент DE № 2720171 и др., но они непригодны для создания многоцилиндрового агрегата по причине излишней громоздкости и большого расхода горючего.

Вполне подходит для этого только способ по патенту Р.Ф. № 2364735, заключающийся в использовании спаренных, взаимно подменяющих друг друга трубных цилиндров, жидкость из которых поочередно подвергается давлению газов из камер сгорания и извергается на турбину. Здесь камеры сгорания расположены вне трубных цилиндров и соединены с ними патрубками, что позволило выполнить цилиндры проточными, не прерывающими поток жидкости в ее кругообороте в гидросистеме двигателя. Внешнее расположение камер сгорания позволило отсекать часть потока в одном из трубных цилиндров и подвергать ее давлению газов из камеры сгорания для этого трубного цилиндра, извергая из него на турбину, тогда как остальной поток жидкости безостановочно движется, заполняя параллельный трубный цилиндр, вытесняя из него газы прошедшего процесса, пока наступит его очередь быть отсеченным и извергать из него жидкость на ту же турбину под давлением газов из его камеры внешнего сгорания. Потоки из цилиндров разделены клапаном.

Жидкостный двигатель по такому способу вполне пригоден для создания мощных силовых стационарных установок, например для ТЭЦ, где вес и габариты не имеют решающего значения. Но для любых транспортных средств такой элементарный двигатель непригоден. Чтобы создать мощный и сравнительно легкий жидкостный двигатель без большого маховика, можно скомплектовать его из нескольких элементарных единиц (блоков), согласованно воздействующих на единый вал двигателя. Однако даже расположение нагнетателей воздуха сбоку от цилиндра не позволяет создать компактный многоцилиндровый двигатель. Отсутствие механической связи работы цилиндра с валом двигателя исключает возможность связать работу цилиндров отдельных элементарных двигателей (блоков) между собой. Нет определителей давления в цилиндрах для согласования их работы, недостаточен способ изменения скорости и ее регулирования, наконец, агрегат из таких отдельных турбин на общем валу будет громоздкий, тяжелый, неэффективный из-за потерь энергии на завихрения жидкости на лопатках входного сопла. Необходим воздушный конденсатор жидкости на выхлопных газов. Все недостатки решены этим способом. В таком двигателе используются не цилиндры, как конструктивное понятие, а трубы, изогнутые по форме, обеспечивающей наилучшее протекание жидкости, наименование их цилиндрами используется по аналогии с цилиндрами ДВС. Элементарный жидкостной двигатель по рабочему циклу является двухтактным: рабочий ход и выхлоп с заполнением.

Конструкция многоцилиндрового жидкостного двигателя создается из нескольких блоков элементарных двигателей, содержащих турбину 1 и спаренные цилиндры 2, поочередно пропускающие поток жидкости то через один, то через другой из них, вытесняя находящиеся там отработавшие газы. Жидкость заполняет объем цилиндра 2 и сразу же вытесняется новой порцией газа на турбину 1. Автоматическое управление работой двигателя осуществляется сжатым воздухом, который обеспечивается нагнетателем, состоящим из пневмоцилиндра 3 и гидропривода 4, связанного с цилиндром 2 двумя каналами, один из которых 5 постоянно открыт в цилиндр 2, а другой откроется только после сжатия воздуха пневмоцилиндром 3 и смещения золотникового поршенька гидропривода 4. Обратный ход обоих поршней нагнетателя обеспечивается за счет штока 6 с надетой на него пружиной (на чертеже не показано). Шток 6 содержит на конце пружинящую (при рабочем ходе нагнетателя) защелку, включающую пневмоклапаны 7, 8 управления двигателем при обратном ходе штока 6. В верхней части цилиндра 2 размещен выхлопной клапан 9, связанный с работой внешней камеры сгорания 10, которая питается горючей смесью от плунжера 11. Камера сгорания 10, при вспышке смеси в ней, выталкивает пробочный поршенек 12, упирающийся подвижно своим донышком в коромысловый рычаг 13, который одним концом (с роликом) захлопывает отсечной клапан 14, а другим - выхлопной клапан 9, отсекая вошедшую в него жидкость от потока, перенаправленного в другой, параллельный цилиндр 2. Плунжер 11 управляется пневмоклапанами 7 и 8 расположенными на другом, параллельном цилиндре 2 и сработает для питания горючим камеры 10, когла в параллельном цилиндре 2 заканчивается процесс вытеснения жидкости на турбину 1. Клапан 7 связан с плунжером 11 последующего блока двигателя, а клапан 8 - с плунжером 11 параллельного цилиндра 2 этого блока. Пневмоцилиндр 3 нагнетателя воздуха должен, воспользовавшись ресрвером 15, обеспечить сжатым воздухом одну камеру сгорания 10, два клапана 7 и 8 с их линиями питания и один плунжер 11 за каждый такт пневмоцилиндра 3. Пневматические клапаны 7 и 8 управляют подготовкой и подачей смеси в камеры 10. Таких клапанов по два на каждом цилиндре 2, причем ближний к штоку 6 управляет подачей смеси в последующий блок двигателя, дальний от штока 6 - в спаренный цилиндр этого же блока. Их место установки определяет момент их срабатывания, так как пружина на штоке 6 при уменьшении давления газов в трубном цилиндре 2 (в связи с расходом жидкости) начнет оттягивать гидроцилиндрик 4 в сторону этих пневмоклапанов 7 и 8 и защелкой на штоке 6 и включит их в работу.

Фактически гидропривод 4 контролирует давление в цилиндре 2 с погрешностью на трение его поршней. Как раз основным решением данного изобретения и является согласование взаимодействий двух, трех и более блоков элементарных жидкостных двигателей, так как здесь нет механической связи между работой цилиндров 2 и валом турбины. Решений найдено путем учета спадания давления в цилиндрах 2 И эта функция возложена на шток 6 гидропривода 4. Он включает в работу последующие блоки при снижении давления в предыдущем блоке вдвое при 2-х блоках, и втрое при трех блоках, т.е. на каждую долю от числа элементарных составляющих, объединенных в один агрегат. Последующие блоки подхватывают нагрузку на валу турбины, компенсировав недостаток давления газов по ходу такта одиночного блока двигателя. Стало возможным создавать многоцилиндровые двигатели любой мощности. Турбины 1 могут быть раздельные на общем валу, но можно применить турбину со сборным ротором, на котором раздельно расположены венцы лопаток каждого блока, разделенные между собой диском, но в общем кожухе со своими соплами. Лопатки следует несколько согнуть по ходу вращения, а концы их напротив; это способствует восприятию динамического напора струи и облегчает отделение жидкости на выходе при поддуве воздухом для ликвидации вакуума.

Входная часть цилиндра 2 содержит наголовник, к которому снаружи крепится своим патрубком камера сгорания 10, а изнутри пробочный поршенек 12 в том же патрубке и связанный с ним коромысловый рычаг 13, воздействующий на отсечной клапан 14 и газовыхлопной 9. Все нагнетатели 3 связаны с ресивером 15, а выхлопные клапаны 9 связаны с конденсатором 16 паров жидкости, возвращаемой обратно в цилиндр 2 из сборника жидкости силой пневмореле, по уровню. Предлагаемый жидкостный двигатель намного экономичнее поршневых двигателей, так как его проточные цилиндры 2 не задерживают поток жидкости и потому нет потерь на последующий разгон ее, а присутствует только дополнительный разгон в цилиндрах за счет энергии горючей смеси, который расходуется на полезное усилие на валу турбины 1. Расход энергии на работу отсечного клапана 14 не превышает затрат ее на распределительную систему поршневых двигателей. Расход энергии на работу нагнетателя воздуха неизбежен как и у всех ДВС, да кроме того производится попутно без торможения жидкости и без снижения ее воздействия на турбину 1. Однако главное преимущество жидкостных двигателей - в уменьшении ядовитых выбросов в атмосферу как из-за уменьшения расхода горючего, так и вследствие исключения в нем ядовитых присадок: жидкость на пробочном поршеньке 12 исключает детонацию. Потому и возможен дизельный цикл на любом горючем, при увлажнении пробочного поршенька 12 брызгами входящего потока, в первый момент заполнения жидкостью цилиндра 2.

Согласно патенту RU 2364735 пневматические элементы, управляющие подготовкой и подачей горючей смеси, работают не от штока 6 "своего" нагнетателя воздуха 3, а от штока оказалось возможным установить пневмоэлемент 7, питающий третий цилиндр на корпусе первого, на половине возвратного хода штока 6, тогда как в конце хода этого штока находится пневмоэлемент 8, питающий второй цилиндр этого же силового блока также как и пневмоэлемент в конце хода третьего нагнетателя воздуха 3 управляет подачей горючей смеси в четвертый цилиндр 2 на четвертом цилиндре, на середине хода штока 6 его нагнетателя воздуха 3, находится пневмоэлемент, питающий плунжер первого цилиндра, обеспечивая замкнутый цикл.

У шестицилиндрового двигателя пневмоэлемент 8 питания третьего цилиндра расположен на корпусе первого, а питающий пятый цилиндр 2- на корпусе третьего. И также пневмоэлемент с шестого цилиндра управляет работой плунжера первого. Каждый пневмоэлемент состоит из клапана, пропускающего воздух в камеры сгорания и одновременно в силовой цилиндр плунжера с горючим. Этот плунжер в конце своего движения обеспечивает зажигание (если не предусмотрено самовоспламенение). Пусковые клапаны-кнопки сразу же блокируются после запуска.

Перед началом работы необходимо заполнить ресивер 15 воздухом под давлением выше рабочего в камерах сгорания. Трубная гидросистема должна быть заполнена водой (или другой негорючей, невспенивающейся, а для холодной погоды и незамерзающей жидкостью) в объеме на один цилиндр и треть турбины меньше полного объема каждого блока двигателя. Трубопроводы горючего должны быть заполнены им. Запуск производится пусковой пневмокнопкой к плунжеру первого цилиндра 2. Турбина 1 состоит их половин корпуса 17 со своими соплами и разделительным диском 18 между лопатками 19 блоков. Лопатки 19 наклонно расположены на роторе 20, чтобы быть перпендикулярно выходному потоку. С истечением жидкости из цилиндра 2 падает давление в нем и пружина нагнеетателя воздуха нагнетателя воздуха вытягивает шток 6 и поршень нагнетателя. Как только шток достигнет пневмоэлемента третьего цилиндра (расположенного на первом цилиндре), то начнет работать и третий цилиндр двигателя. При дальнейшем снижении давления в первом цилиндре его шток включит питание второго, а вскоре шток третьего нагнетателя включит питание четвертого, который, при снижении его давления, наполовину включит питание первого трубоцилиндра. Круг замкнулся.

Скорость вращения турбины зависит от давления, определяемого типом и количеством горючего. Снижение скорости возможно и за счет замедления темпа нагнетателей воздуха путем торможения возврата пневмоцилиндра нагнетателя воздуха путем торможения возврата пневмопоршня нагнетателя воздуха 3, дросселируя выход воздуха из задней камеры.

Охлаждение жидкости в двигателе обеспечивается разветвленной поверхностью трубной системы и дополнительно ребрами на возвратных трубах, хотя не исключена вентиляция в кожухе. Нагнетатели воздуха для создания горючей смеси расположены сверху на цилиндрах и соединены с ними каналами 5 в корпусе гидропривода 4. Отсечные клапаны могут ходить горизонтально при расположении камер за цилиндрами, но это менее эффективно, чем описанный вариант.

Перечень элементов двигателя на чертеже

На фигуре 1 изображен общий вид на 4-х цилиндрового двигателя.

На фиг.2 - схематический разрез одного блока без второго цилиндра.

На фиг.3 - схематический разрез турбины.

На фиг.4 - наголовник цилиндра с камерой сгорания.

Оцифрованные элементы:

1. Ротор комплексной турбины с лопатками.

2. Цилиндр двигателя.

3. Пневматический цилиднр нагнетателя воздуха (компрессор).

4. Гидравлический цилиндр привода нагнетателя воздуха с золотниковым поршеньком.

5. Канал входа жидкости в привод нагнетателя.

6. Шток нагнетателя воздуха с пружиной на нем (не показана).

7. Пневмоклапан для подачи смеси в последующий цилиндр/во второй блок/.

8. Пневмоклапан для подачи горючей смеси в спаренный цилиндр этого блока.

9. Выхлопной клапан цилиндра, соединенный с конденсацией.

10. Внешняя камера внутреннего сгорания смеси.

11. Пневматический плунжер подачи горючего в камеру.

12. Пробочный поршень камеры сгорания.

13. Коромысловый рычаге перекидным устройством, управляющий клапанами.

14. Отсечной клапан жидкости цилиндра.

15. Ресивер сжатого воздуха.

16. Конденсатор паров жидкости из выхлопных газов.

17. Сдвоенный корпус комплексной турбины.

18. Разделительный диск между полостями турбины.

19. Лопатки турбины, наклонные и с загнутыми концами.

20. Диск ротора комплексной турбины с лопатками от двух блоков.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Способ создания многоцилиндрового жидкостного двигателя внутреннего сгорания, содержащего гидросистему, состоящую из турбины и цилиндров, подающих на турбину из внешней камеры сгорания жидкость под давлением газов сгорающей топливной смеси и системы подготовки и воспламенения горючей смеси, отличающийся тем, что жидкостные двигатели объединены в один агрегат, цилиндры которого спарены в проточные блоки, закольцованы на общую турбину, поочередно заполняемыми жидкостью, отсекаемой от потока, отклоненного в спаренный цилиндр, при этом истечение жидкости под давлением газов из внешней камеры сгорания из первого цилиндра, поток снова возвращается в него, вытесняя газы, пока извергается спаренный цилиндр, а последующий блок четырехцилиндрового двигателя включается в действие при снижении давления в цилиндре предыдущего блока вдвое, значит обратно-пропорционально числу блоков двигателя.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что нагнетатель воздуха и гидропривод нагнетателя воздуха расположены сверху на цилиндрах, и гидропривод соединен каналами с цилиндром, а подпружиненный шток его включает при возвратном ходе пневмоклапаны управления плунжером двигателя.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют давление и количество жидкости в данном цилиндре по положению штока нагнетателя воздуха, затем подают плунжером рабочую смесь в камеру сгорания цилиндров и воспламеняют ее.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменение скорости вращения турбины осуществляют за счет изменения типа и количества горючего, а также за счет изменения частоты срабатывания нагнетателя воздуха, регулируя выход воздуха из его камеры за поршнем.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что турбина выполнена с общим ротором и с разделенными диском полостями для потоков от разных блоков в общем корпусе, причем лопатки несколько отогнуты вперед по вращению перпендикулярно потоку, выходящему из сопла, и с обратным загибом их концов для удержания усилия струи из сопла.

6. Многоцилиндровый жидкостной двигатель внутреннего сгорания, содержащий гидросистему с цилиндрами, подающими на общую турбину жидкость с помощью давления газов из камер сгорания и системы подготовки и воспламенения горючей смеси, отличающийся тем, что жидкостные двигатели объединены в один агрегат, проточные цилиндры которого спарены в блоки и поочередно заполняемы жидкостью, отсекаемой от потока, отклоненного в спаренный цилиндр, при этом после истечения жидкости давлением от его внешней камеры из первого цилиндра поток давлением из спаренного снова после турбины возвращается в первый, вытесняя газы, а последующий блок четырехцилиндрового двигателя включается в действие при снижении давления в предыдущем блоке вдвое.

www.freepatent.ru

Жидкостный ракетный двигатель - Gpedia, Your Encyclopedia

Жи́дкостный 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.

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, а в 1939 году были произведены лётные испытания крылатой ракеты 212 с двигателем ОРМ-65.

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»[1].

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 в отдельных баках, из которых оно подаётся в камеру сгорания с помощью насосов. За счёт этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива в ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.

Недостатки ЖРД:

  • ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твердотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с бо́льшими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоёмка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твердотопливным двигателям ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности.
  • Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.
  • В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:
    1. Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).
    2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов («Вояджер», «Галилео»).

Если кратковременная пилотируемая экспедиция к Марсу или Венере на ЖРД ещё представляется возможной (хотя существуют сомнения в целесообразности такого рода полётов[2]), то для путешествия к более далёким объектам Солнечной системы размеры необходимой для этого ракеты и длительность полёта выглядят нереалистично.

Жидкостные ракетные двигатели востребованы и будут востребованы ещё очень долго, потому что никакая другая техника не в состоянии более надежно и экономично поднять груз с Земли и вывести его на околоземную орбиту. Они безопасны с точки зрения экологии, особенно те, что работают на жидком кислороде и керосине. Но для полетов к звездам и другим галактикам ЖРД, конечно, совсем непригодны. Масса всей метагалактики — 1056 граммов. Для того чтобы разогнаться на ЖРД хотя бы до четверти скорости света, потребуется совершенно невероятный объём топлива — 103200 граммов, так что даже думать об этом глупо. У ЖРД есть своя ниша — маршевые двигатели. На жидкостных двигателях можно разогнать носитель до второй космической скорости, долететь до Марса, и все.[3]

— Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО «Энергомаш»

Устройство и принцип действия двухкомпонентного ЖРД

Рис. 1. Схема двухкомпонентного ЖРД 1 — магистраль горючего 2 — магистраль окислителя 3 — насос горючего 4 — насос окислителя 5 — турбина 6 — газогенератор 7 — клапан газогенератора (горючее) 8 — клапан газогенератора (окислитель) 9 — главный клапан горючего 10 — главный клапан окислителя 11 — выхлоп турбины 12 — форсуночная 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 двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощёнными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Компоненты топлива — горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3, 4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) — узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу.

Топливная система

Турбонасосный агрегат (ТНА) ЖРД-ракеты Фау-2 в разрезе. Ротор турбины посредине. Роторы насосов по бокам от него

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.

Вытеснительная система. 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 давлением 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, 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 9760 кгс), посадочной (тяга 4760 кгс), и взлётной (тяга 1950 кгс).

Форсуночная головка — узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. (Зачастую можно встретить неправильное название этого узла "смесительная головка". Это - неточный перевод, калька с англоязычных статей. Суть ошибки - смешение компонентов топлива происходит в первой трети камеры сгорания, а не в форсуночной головке.) 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, 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 F-1 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 предохранения материальной части ЖРД от высоких температур весьма актуальна. Для её решения существуют два принципиальных способа, которые часто сочетаются — охлаждение и теплозащита[4].

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются один метод охлаждения совместно с одним методом теплозащиты стенок камеры ЖРД: проточное охлаждение и пристенный слой[неизвестный термин]. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.

Трубчатая конструкция сопел и камер ЖРД-ракеты «Титан I»

Проточное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла тем или иным способом создаётся полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в форсуночную головку проходит один из компонентов топлива (обычно — горючее), охлаждая таким образом стенку камеры.

Если тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, то такая система называется «регенеративной», если отведённое тепло не попадает в камеру сгорания, а сбрасывается наружу, то это называется «независимым» методом проточного охлаждения.

Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД-ракеты Фау-2, например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней (т. н. «огневой стенки») 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[неизвестный термин] (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.

Абляционный метод охлаждения состоит в специальном теплозащитном покрытии стенок камеры и сопла. Такое покрытие обычно бывает многослойным. Внутренние слои состоят из теплоизолирующих материалов, на которые наносится абляционный слой, состоящий из вещества, способного переходить при нагреве из твёрдой фазы непосредственно в газообразную, и при этом поглощать большое количество теплоты в этом фазовом превращении. Абляционный слой постепенно испаряется, обеспечивая тепловую защиту камеры. Этот метод практикуется в небольших ЖРД, с тягой до 10 т. В таких двигателях расход горючего составляет всего лишь несколько килограммов в секунду, и этого оказывается недостаточно, чтобы обеспечить интенсивное регенеративное охлаждение. Абляционное охлаждение применялось в двигательных установках лунного корабля «Аполлон».

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 (например кислород/керосин), 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 форсуночной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель — одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
  • Пиротехнический воспламенитель. Вблизи форсуночной 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.

Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.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 следующей таблице приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Характеристики пар двухкомпонентного топлива[5] Окислитель Горючее Усреднённая плотностьтоплива[6], г/см³ Температура в камересгорания, К Пустотный удельныйимпульс, с
Кислород Водород 0,3155 3250 428
Кислород Керосин 1,036 3755 335
Кислород Несимметричный диметилгидразин 0,9915 3670 344
Кислород Гидразин 1,0715 3446 346
Кислород Аммиак 0,8393 3070 323
Тетраоксид диазота Керосин 1,269 3516 309
Тетраоксид диазота Несимметричный диметилгидразин 1,185 3469 318
Тетраоксид диазота Гидразин 1,228 3287 322
Фтор Водород 0,621 4707 449
Фтор Гидразин 1,314 4775 402
Фтор Пентаборан 1,199 4807 361

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

  • Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из таблицы, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета «Сатурн-5», первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени — кислород/водород, и система «Спейс шаттл», в которой в качестве первой ступени использованы твердотопливные ускорители.
  • Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные — охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие — жидкости, имеющие температуру кипения выше 0 °C.
    • Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
    • Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 1950-е годы они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте «Аполлон»: все три ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, — высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.
  • Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
  • Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из таблицы выше, как окислитель более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород — вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты сам по себе является крупной техногенной катастрофой даже при удачном запуске. А в случае аварии и разлива такого количества этого вещества ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим — водород, за которым следует керосин.

Однокомпонентные ЖРД

В однокомпонентных двигателях в качестве топлива используется жидкость, которая при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Примерами таких жидкостей могут служить гидразин, который разлагается на аммиак и азот, или концентрированный пероксид водорода, при разложении образующий перегретый водяной пар и кислород. Хотя однокомпонентные ЖРД развивают небольшой удельный импульс (в диапазоне от 150 до 255 с) и намного уступают по эффективности двухкомпонентным, их преимуществом является простота конструкции двигателя.Топливо хранится в единственной ёмкости, и подаётся по единственной топливной магистрали. В однокомпонентных ЖРД используется исключительно вытеснительная система подачи топлива. Проблемы перемешивания компонентов в камере не существует. Система охлаждения, как правило, отсутствует, поскольку температура химической реакции не превышает 600 °C. Нагреваясь, камера двигателя рассеивает тепло излучением и её температура при этом удерживается на уровне не выше 300 °C. В сколько-нибудь сложной системе управления однокомпонентный ЖРД не нуждается.Под действием вытесняющего давления топливо через клапан поступает в камеру сгорания, в которой катализатор, например оксид железа, вызывает его разложение.Однокомпонентные ЖРД обычно используются как двигатели малой тяги (иногда их тяга составляет всего лишь несколько ньютонов) в системах ориентации и стабилизации космических аппаратов и тактических ракет, для которых простота, надёжность и малая масса конструкции являются определяющими критериями.Можно привести замечательный пример использования гидразинового двигателя малой тяги на борту первого американского спутника связи TDRS-1; этот двигатель работал в течение нескольких недель, чтобы вывести спутник на геостационарную орбиту, после того как на ускорителе случилась авария и спутник оказался на значительно более низкой орбите.Примером использования однокомпонентного ЖРД могут служить также двигатели малой тяги в системе стабилизации спускаемого аппарата космического корабля «Союз».

Однокомпонентными 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 подаётся через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Трёхкомпонентные ЖРД

С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трёхкомпонентных 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 трёхкомпонентного 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 российском космическом носителе «Союз-2» 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 момент.

Помимо поворотных камер, иногда используются двигатели, служащие только для целей управления и стабилизации летательного аппарата. Две камеры с противоположно направленными соплами жёстко закрепляются на корпусе аппарата таким образом, чтобы тяга этих камер создавала момент силы вокруг одной из главных осей аппарата. Соответственно, для управления по двум другим осям также устанавливаются свои пары управляющих двигателей. Эти двигатели (как правило, однокомпонентные) включаются и выключаются по команде системы управления аппаратом, разворачивая его в требуемом направлении. Такие системы управления обычно используются для ориентации летательных аппаратов в космическом пространстве.

  • Всемирно известные ЖРД
  • Жидкостный двигатель ракеты Фау-2. Схема этого двигателя стала классической для ЖРД на протяжении более полувека. Тяга на Земле — 25 тс. Первый полёт — 1942 год

  • Двигательная установка РД-107 космического носителя «Союз» в техническом ангаре на космодроме Байконур. Такие двигатели подняли в космос первые ИСЗ и первых космонавтов. Тяга на Земле — 83,5 тс. Первый полёт — 1957 год

  • Двигательная установка North American Rockwell, Rocketdyne F-1. 5 двигателей установлены на 1-й ступени космического носителя «Сатурн-5». Эти двигатели обеспечили полёт человека на Луну. Тяга на уровне моря — 691 тс. Первый полёт — 1967 год

См. также

  • Двигатель Вальтера
  • КДУ-414
  • НК-33
  • ОРМ (двигатель), ОРМ-1, ОРМ-12, ОРМ-4, ОРМ-5, ОРМ-52, ОРМ-65, ОРМ-8, ОРМ-9
  • РД-0120, РД-107, РД-108, РД-170, РД-701
  • Ракетный двигатель 09
  • Ракетный двигатель 10
  • Реактивный двигатель
  • Сопло Лаваля
  • Merlin (ракетный двигатель)

Ссылки

Примечания

www.gpedia.com

роторный двигатель внешнего сгорания с жидкостным поршнем - патент РФ 2411366

Изобретение относится к классу устройств, преобразующих тепловую энергию, выделяющуюся при различных способох сжигания топлива, в механическую. Двигатель имет в своем составе ротор с закрепленной на нем рабочей камерой, проточная часть которой состоит из области подачи рабочей жидкости, области нагрева рабочей жидкости, снабженной отсеком интенсивного нагрева рабочей жидкости, имеет эжекторное устройство, формирующее реактивные струи рабочего тела, вызывающие вращение ротора, гидрозатвор, препятствующий перетеканию рабочей жидкости из области нагрева рабочей жидкости в область подачи рабочей жидкости, неподвижную лопастную систему для изменения величины и направления скорости реактивных струй, источник тепла для внешнего нагревания рабочей жидкости, находящейся в области нагрева рабочей жидкости. Изобретение позволяет создать роторный двигатель имеющий рабочую камеру с внешним нагреванием рабочей жидкости, которая позволяет получать в процессе работы непрерывно вытесняемые жидкостным поршнем реактивные струи рабочего тела, вызывающие равномерное вращение ротора двигателя. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Рисунки к патенту РФ 2411366

Изобретение относится к классу устройств, преобразующих выделяющуюся при различных способах сжигания топлива тепловую энергию в энергию механическую. Самым известным аналогом предлагаемого изобретения является Сегнерово колесо, то есть активная турбина, сопловой аппарат которой расположен на рабочем колесе и вращается вместе с рабочим колесом.

Известен также двухроторный гидрореактивный двигатель (патент RU 2379213 C1, МПК В63Н 11/02, В63Н 11/09, 20.10.2008), относящийся к двигателям внутреннего сгорания с жидкостным поршнем. Двигатель содержит внешний ротор для создания внешнего жидкостного кольца, а также внутренний ротор, создающий внутреннее жидкостное кольцо и имеющий полость всасывания и камеру сгорания. Оси вращения роторов расположены с эксцентриситетом, а направления вращения совпадают. При одновременном вращении роторов порция свежей горючей смеси попадает в полость всасывания, под воздействием внешнего жидкостного кольца сжимается жидкостным поршнем и вытесняется в камеру сгорания, где удерживается в сжатом состоянии при помощи внутреннего жидкостного кольца. Воспламенение сжатой смеси в камере сгорания приводит к выбросу реактивной струи рабочей жидкости, приводящей внутренний ротор во вращение. Таким образом, описанный выше двигатель имеет в своем составе Сегнерово колесо импульсного действия.

Предлагаемое техническое решение имеет такую рабочую камеру с внешним нагреванием рабочей жидкости, которая позволяет получать в рабочем процессе непрерывно вытесняемые жидкостным поршнем реактивные струи рабочего тела, вызывающие равномерное вращение ротора двигателя.

Рабочая камера предлагаемого двигателя (фиг.1) закреплена на роторе двигателя, то есть выполнена с возможностью вращения вместе с ротором. Проточная часть рабочей камеры состоит из области подачи 8 рабочей жидкости, области нагрева 10 рабочей жидкости, гидрозатвора 9, препятствующего перетеканию рабочей жидкости из области нагрева 10 рабочей жидкости в область подачи 8 рабочей жидкости. Подвод 6 рабочей жидкости в область подачи 8 может быть осуществлен, в частности, с помощью центрального отверстия вала 3 ротора.

В области нагрева 10 рабочей жидкости выделен отсек 22 интенсивного нагрева рабочей жидкости, снабженный эжекторным устройством 23, с помощью которого формируются реактивные струи рабочего тела, вызывающие вращение ротора.

Вал 3 ротора двигателя размещен в подшипниках 5 корпуса 1 двигателя. Осевые усилия на валу 3 ротора воспринимаются подпятником 4. Запуск двигателя, а затем и передача избытка мощности для потребителя в процессе работы двигателя осуществляются при помощи привода 2, закрепленного на валу 3 ротора.

Для запуска двигателя необходимо привести ротор двигателя во вращение от стартера при помощи привода 2. Рабочая жидкость поступает в рабочую камеру через центральное отверстие вала 3 ротора и заполняет проточную часть рабочей камеры целиком. Далее необходимо привести в действие устройство 16 внешнего нагрева рабочей жидкости, находящейся в области нагрева 10 и отсеке 22 интенсивного нагрева. Нагрев приведет к испарению части рабочей жидкости в отсеке 22, частичному отделению пара от жидкости под воздействием вращения ротора и поступлению пара с частицами жидкости, то есть рабочего тела, в эжекторное устройство 23, выполненное таким образом, чтобы истекающие из него реактивные струи рабочего тела, смешанные с нагретой рабочей жидкостью из области нагрева 10, способствовали вращению ротора двигателя. Интенсификация внешнего нагрева вызовет увеличение давления рабочего тела перед эжекторным устройством 23, следовательно, появится избыток мощности, который уже можно передавать потребителю, что и является техническим результатом преобразования тепловой энергии сгорания топлива в механическую энергию вращения ротора двигателя. Предельная величина давления рабочего тела перед эжекторным устройством 23 определяется параметрами гидрозатвора 9, который предохраняет область подачи 8 рабочей жидкости от проникновения рабочего тела из области нагрева 10 рабочей жидкости и отсека 22 интенсивного нагрева рабочей жидкости. Реактивные струи рабочего тела после выхода из проточной части вращающейся рабочей камеры попадают в неподвижную лопастную систему 18, которая изменяет величину и направление скорости каждой струи, чтобы не создавать препятствий вращению ротора. Дальнейшее движение рабочего тела происходит в неподвижном кожухе двигателя и связано с конденсацией пара, накоплением рабочей жидкости в соответствующей емкости 15, подачей рабочей жидкости по каналу 14 в теплообменник для охлаждения и последующего возвращения в рабочую камеру. Таким образом, поступающая в двигатель рабочая жидкость при перемещении в проточной части рабочей камеры выполняет функции жидкостного поршня, который, частично испаряясь при нагреве, превращается в рабочее тело.

Реактивные струи рабочего тела, истекающие из проточной части вращающейся рабочей камеры, обладают некоторым запасом кинетической энергии, который можно утилизировать при помощи рабочих органов 21 турбомашины.

На фиг.2 изображен размещенный в подшипниках 13 корпуса 1 двигателя вал 11 турбомашины, соосный валу 3 ротора двигателя. Осевые усилия на валу 11 турбомашины воспринимаются подпятником 17. Вал 11 не имеет с валом 3 жесткой механической связи и вращается в результате взаимодействия реактивных струй рабочего тела, истекающих из проточной части вращающейся рабочей камеры, с рабочими органами 21 турбомашины, закрепленными на валу 11. Утилизированную таким образом энергию потребитель получает при помощи привода 12.

Область подачи 8 рабочей жидкости может быть выполнена в виде жидкостного кольца со свободной поверхностью жидкости в окружающей газовой среде. В этом случае подвод 6 рабочей жидкости выполняется в виде каналов в корпусе 1 двигателя, излишки рабочей жидкости в жидкостном кольце собираются в емкости 7 и отводятся по каналу 19 (фиг.3).

Возможна такая конструкция рабочей камеры предлагаемого двигателя, в которой на выходе из проточной части рабочей камеры размещен сопловой аппарат 20, который совместно с эжекторным устройством 23 выполняет функции по созданию реактивных струй рабочего тела, вызывающих вращение ротора двигателя.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Двигатель, имеющий в своем составе ротор с закрепленной на нем рабочей камерой, проточная часть которой состоит из области подачи рабочей жидкости, области нагрева рабочей жидкости, снабженной отсеком интенсивного нагрева рабочей жидкости, имеющим эжекторное устройство, формирующее реактивные струи рабочего тела, вызывающие вращение ротора, гидрозатвора, препятствующего перетеканию рабочей жидкости из области нагрева рабочей жидкости в область подачи рабочей жидкости, неподвижную лопастную систему для изменения величины и направления скорости реактивных струй, источник тепла для внешнего нагревания рабочей жидкости, находящейся в области нагрева рабочей жидкости.

2. Двигатель по п.1, выполненный с возможностью утилизации кинетической энергии реактивных струй, истекающих из эжекторного устройства, при помощи рабочих органов турбомашины, не имеющей жесткой механической связи с ротором двигателя и вал которой расположен соосно с валом ротора двигателя.

3. Двигатель по п.1, область подачи рабочей жидкости которого представляет собой жидкостное кольцо со свободной поверхностью в окружающей газовой среде.

4. Двигатель по п.1, область подачи рабочей жидкости которого представляет собой жидкостное кольцо со свободной поверхностью в окружающей газовой среде, а кинетическая энергия реактивных струй, истекающих из эжекторного устройства, утилизируется при помощи рабочих органов турбомашины, не имеющей жесткой механической связи с ротором двигателя и вал которой расположен соосно с валом ротора двигателя.

5. Двигатель по п.1 с рабочей камерой, на выходе из проточной части которой размещен сопловой аппарат, совместно с эжекторным устройством выполняющий функции по созданию реактивных струй рабочего тела, вызывающих вращение ротора двигателя.

6. Двигатель по п.5, выполненный с возможностью утилизации кинетической энергии реактивных струй, истекающих из эжекторного устройства и соплового аппарата, при помощи рабочих органов турбомашины, не имеющей жесткой механической связи с ротором двигателя и вал которой расположен соосно с валом ротора двигателя.

7. Двигатель по п.5, область подачи рабочей жидкости которого представляет собой жидкостное кольцо со свободной поверхностью в окружающей газовой среде.

8. Двигатель по п.5, область подачи рабочей жидкости которого представляет собой жидкостное кольцо со свободной поверхностью в окружающей газовой среде, а кинетическая энергия реактивных струй, истекающих из эжекторного устройства и соплового аппарата, утилизируется при помощи рабочих органов турбомашины, не имеющей жесткой механической связи с ротором двигателя и вал которой расположен соосно с валом ротора двигателя.

www.freepatent.ru


Смотрите также