Способ запуска кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием

Способ запуска кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием

Реферат

 

Способ запуска кислородно-углеводородного жидкостного двигателя с дожиганием основан на том, что кислород подают в газогенератор через входную магистраль и насос турбонасосного агрегата под повышенным давлением из топливного бака при открытом пусковом клапане, установленном во входной магистрали, и первоначально закрытом главном кислородном клапане, установленном за насосом турбонасосного агрегата. При этом главный кислородный клапан открывают до подхода к нему кислорода. Изобретение позволяет уменьшить потери жидкого кислорода для предпускового захолаживания двигателя и повысить надежность запуска жидкостного ракетного двигателя.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при создании кислородно-керосиновых и кислородно-метановых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа в камере сгорания.

Запуск кислородно-углеводородных ЖРД начинается с процедуры предварительного (до процесса горения компонентов топлива в газогенераторе и камере сгорания, при этом ротор турбонасосного агрегата системы подачи топлива практически не вращается) захолаживания до температуры жидкого кислорода входной магистрали с пусковым клапаном и кислородного насоса турбонасосного агрегата. Данная процедура необходима для предотвращения кипения кислорода на начальной стадии запуска двигателя, когда происходит раскрутка ротора турбонасосного агрегата (ТНА). В противном случае наличие паровых включений в среде жидкого кислорода приводит к кавитационной неустойчивости в работе кислородного насоса, т.е. к непрогнозируемому и нестабильному снижению его напорности. В результате этого в газогенератор и камеру сгорания двигателя поступает неуправляемое (в сторону уменьшения) количество кислорода, что в конечном итоге вызывает опасные для конструкции указанных агрегатов колебания давления и температуры продуктов сгорания, а в пределе - взрывное горение и разрушение двигателя.

Известен способ запуска кислородно-углеводородного ЖРД первой ступени ракетоносителя, основанный на предварительном захолаживании кислородом входной магистрали от пускового клапана до кислородного насоса ТНА, собственно насоса ТНА и первоначально закрытого главного кислородного клапана, установленного за насосом, до процесса горения компонентов топлива в газогенераторе и камере сгорания. При захолаживании подачу кислорода во входную магистраль и далее в насос и главный кислородный клапан осуществляют под повышенным давлением из бака летательного аппарата при открытом пусковом клапане. С выхода насоса кислород поступает в окружающую среду через дренажную систему с отсечным клапаном. Захолаживание прекращают посредством закрытия отсечного клапана, когда специальные датчики дренажной системы фиксируют отсутствие в выбрасываемом жидком кислороде паровой фазы. Далее открывают главный кислородный клапан для подачи кислорода в газогенератор и камеру сгорания. Одновременно в указанные агрегаты подают углеводородный компонент - происходит реакция горения и двигатель запускается. Материальную часть двигателя, которая подлежит захолаживанию, покрывают теплоизоляцией со стороны окружающей среды. Для предотвращения уменьшения количества кислорода в баке последний постоянно (на всем временном интервале захолаживания) подпитывают кислородом от наземного хранилища кислорода (Г.Г. Гахун, В.И. Баулин и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989. Стр. 78 - прототип). Такой способ обеспечивает надежный запуск ЖРД, но обладает недостатками, основными из которых являются: - наличие значительных потерь жидкого кислорода, что является особенно отрицательным моментом в случае невозможности компенсации этих потерь от внешнего источника, например, при запуске двигателя второй или третьей ступени ракеты; - усложнение пневмогидравлической схемы и повышение массы ЖРД, связанные с внедрением в конструкцию двигателя системы дренирования кислорода в окружающую среду, а также наружных теплоизоляционных покрытий; - усложнение конструкции ТНА из-за необходимости внедрения стояночных уплотнений для герметизации полостей насоса (при невращающемся роторе ТНА) с целью обеспечения взрывобезопасности на всем временном интервале захолаживания двигателя; - усложнение процедуры подготовки двигателя к запуску; увеличение количества команд управления запуском двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и повышение надежности запуска и работы кислородно-углеводородного ЖРД с дожиганием.

Поставленная цель достигается тем, что при запуске кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, основанного на том, что кислород подают в газогенератор через входную магистраль и насос турбонасосного агрегата под повышенным давлением из бака при открытом пусковом клапане, установленном во входной магистрали, и закрытом главном кислородном клапане, установленном за насосом турбонасосного агрегата, главный кислородный клапан открывают до подхода к нему кислорода.

Запуск двигателя начинается с открытия пускового клапана, установленного во входной магистрали при первоначально закрытом главном кислородном клапане. После этой операции кислород по магистрали подводят в полость насоса ТНА. Отличительная особенность состоит в том, что главный кислородный клапан открывают до подхода к нему кислорода.

При открытом главном кислородном клапане в связи с отсутствием противодавления в гидравлических трактах двигателя обеспечивают большой массовый расход кислорода через входную магистраль и насос ТНА. При этом определенная часть кислорода, непосредственно соприкасающаяся с неохлажденной (до уровня температуры жидкого кислорода) конструкцией входной магистрали, а также насоса, вскипает и переходит в парообразное состояние. Однако массовое количество пара по отношению к достаточно большому массовому расходу жидкого кислорода не достигает критического значения, при котором происходит кавитационный срыв насоса ТНА. Повышению антикавитационной устойчивости насоса в условиях начальной стадии запуска способствует и невысокая частота вращения ротора ТНА. В связи с этим насос обеспечивает прогнозируемую подачу кислорода в газогенератор, где происходит процесс воспламенения и горения углеводородного горючего в среде кислорода. Образующийся в газогенераторе газ (имеющий избыток химически не связанного кислорода) поступает на турбину ТНА и далее в форсуночную головку камеры сгорания и собственно камеру сгорания. В темпе запуска ЖРД происходит монотонное снижение температуры материальной части входной магистрали и насоса ТНА до температуры жидкого кислорода.

Таким образом, согласно изобретению начало захолаживания кислородной входной магистрали от входного клапана до насоса ТНА, а также насоса ТНА совмещено с началом огневого процесса в газогенераторе и камере сгорания двигателя. Благодаря этому отсутствуют потери кислорода на захолаживание конструкции двигателя. Кроме того, упрощается пневмогидравлическая схема двигателя. Отпадает необходимость в теплоизоляции входной магистрали и насоса ТНА. Повышается также надежность двигателя в целом, так как в ТНА исключается конструктивно сложное стояночное уплотнение, обеспечивающее герметизацию полостей кислородного насоса по отношению к насосу для подачи углеводородного компонента топлива.

При испытаниях кислородно-керосинового ЖРД РД-0124 с дожиганием генераторного газа подтверждена высокая эффективность предложенного способа запуска.

Формула изобретения

Способ запуска кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, основанный на том, что кислород подают в газогенератор через входную магистраль и насос турбонасосного агрегата под повышенным давлением из бака при открытом пусковом клапане, установленном во входной магистрали, и закрытом главном кислородном клапане, установленном за насосом турбонасосного агрегата, отличающийся тем, что главный кислородный клапан открывают до подхода к нему кислорода.