Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) (рисунки 1.38, 1,39) – это двигатель, работающий на жидких компонентах топлива, находящихся на борту летательного аппарата (ракеты). Компонентами топлива являются окислитель (жидкий кислород, азотная кислота, четырехокись азота и др.) и горючее (керосин, жидкий водород, несимметричный диметилгидразингидрат и др.) Может применяться и однокомпонентное топливо (перекись водорода и др.).
Основным отличием ЖРД от других двигателей внутреннего сгорания является независимость от атмосферного воздуха как окислителя. Эта особенность ЖРД позволяет двигателю работать в условиях безвоздушного пространства (космоса, под водой) и развивать при этом необходимую силу тяги.
ЖРД предназначены для кратковременного создания тяги. Величина тяги ЖРД варьируется от долей ньютона до тысяч килоньютонов.
В ЖРД используются обычно два компонента топлива – горючее (Г) и окислитель (О). Давление этих компонентов в камере сгорания достигает 1,0..30 МПа, а их расход в зависимости от типа двигателя может быть и очень маленьким (0,05..5г/с), и очень большим (до 3000 кг/с).
Рассмотрим простейшие схемы ЖРД и принцип их действия, а также выявим место турбонасосного агрегата в ЖРД как системе.
| Рисунок 1.38 – Жидкостно реактивный двигатель РД-170 | Рисунок 1.39 – Жидкостно реактивный двигатель РД-180 |
Известны два типа систем подачи компонентов топлива в камеру сгорания ЖРД [7, 9] (рисунок 1.40): вытеснительная и насосная.
Схема вытеснительной системы подачи топлива приведена на рисунке 1.40а. Из бака высокого давления 1 инертный газ (например, азот, гелий или др.) через пусковые клапаны 2, редуктор давления 3 и обратные клапаны 4 и 5 поступает в баки 6 горючего (Г) и 7 окислителя (О).
1 – бак с инертным газом; 2 - пусковой клапан; 3 - редуктор; 4, 5 – обратные клапаны; 6,7 – баки горючего и окислителя; 8,9 – места стыковки ЖРД с ракетой по линиям горючего и окислителя; 10, 11 – пусковые клапаны горючего и окислителя; 12 – насос горючего; 13 – насос окислителя; 14 – газовая турбина; 15,17 – клапаны окислителя и горючего на линии газогенератора; 16 – газогенератор;18 – главный клапан окислителя; 19 – главный клапан горючего; 20 – камера ЖРД; 21 - утилизационное сопло; 22 – дроссельная шайба.
Рисунок 1.40 - Двигательные установки ЖРД, выполненные по вытеснительной (а) и по открытой (б) и закрытой (в) насосным схемам
Под воздействием давления инертного газа компоненты топлива вытесняются в камеру 20 двигателя, когда открываются главные клапаны окислителя 18 и горючего 19. Преимущество вытеснительной системы подачи компонентов заключается в простоте и надежности системы питания. Однако при этом давление в баках должно быть высоким, больше давления в камере сгорания. Поэтому в случае большой тяги двигателя, а, следовательно, значительных расходов горючего и окислителя при больших импульсах тяги баки получаются чрезвычайно толстостенными, массивными, и по массе неприемлемыми для ракетной техники.
Для ЖРД умеренной и большой тяги применяются насосные системы подачи топлива (рисунок 1.40б,в). В этом случае внутри топливных баков 6,7 поддерживается небольшое давление, достаточное для бескавитационной работы насосов 12 и 13. Эти насосы обеспечивают необходимое давление для подачи компонентов в камеру 20.
Существуют две принципиально отличные друг от друга схемы работы ЖРД с насосной системой подачи топлива:
- открытая схема (рисунок 1.40б), когда отработанные в турбине газы идут на «выхлоп» в окружающую среду;
- закрытая схема или схема с дожиганием отработавших на турбине газов в камере сгорания.
Принцип действия ЖРД, выполненного по открытой схеме (рисунок 1.40б) заключается в следующем. По команде «Пуск» открывается пусковой клапан 2. Инертный газ (чаще всего гелий), находящийся в баке 1 высокого давления, с существенно низким давлением, срабатываемым в редукторе давления 3, через обратные клапаны 4 и 5 поступает в баки 6 горючего и 7 окислителя, т.е. осуществляется наддув баков. Открываются пусковые клапаны горючего 10 и окислителя 11. Компоненты топлива через насосы 12 горючего и 13 окислителя заполняют магистрали двигателя до клапанов 15 окислителя и 17 горючего газогенератора и камеры 18, 19 соответственно.
В заданный момент по достижении определенного давления наддува открываются клапаны окислителя 15 и горючего 17 газогенератора. Топливо поступает в газогенератор 16, где воспламеняется от специальной системы зажигания или самостоятельно, если компоненты самовоспламеняющиеся. Далее продукты сгорания из газогенератора поступают на турбину 14, которая начинает раскручивать насосы 12 и 13, повышая давление на их входе.
По достижении заданного давления компонентов топлива за насосами открываются главные клапаны 18 окислителя и 19 горючего. Топливо поступает в камеру 20. Один компонент (рисунок 1.40б,в) проходит по рубашке охлаждения камеры 20, а затем поступает в камеру. При смешении компонентов топлива в камере воспламеняется аналогично тому, как это происходит в газогенераторе. Продукты сгорания поступают в турбину, она раскручивается до расчетной частоты вращения, и двигатель выходит на режим.
Недостаток открытой схемы ЖРД заключается в том, что часть расхода компонентов топлива, идущего на привод турбины, выбрасывается на «выхлоп» через сопло 21. При этом не полностью используется его энергия, так как температура этой части рабочего тела существенно ниже, чем в камере сгорания и, кроме того, эта часть топлива практически не участвует в создании тяги двигателя.
Энергетически более выгодна замкнутая схема ЖРД (рисунок 1.40в), в которой отработанный в турбине 14 газ, образовавшийся в газогенераторе 16 при сгорании топлива, поступает не на «выхлоп», а в камеру 20 на дожигание. В этом отличие принципа действия ЖРД, выполненного по замкнутой схеме, от выполненного по открытой схеме. Это отличие приводит к тому, что в ЖРД с дожиганием весь расход одного из компонентов топлива идет через газогенератор 16 (рисунок 1.40в – окислителя), а другой компонент (рисунок 1.40в – горючее) большей частью поступает в камеру 20.
При этом незначительная часть его (порядка 1% от суммарного расхода топлива) идет в газогенератор для обеспечения процесса горения и образования газа, т.е. рабочего тела для привода турбины. Поскольку газ после турбины 14 поступает непосредственно в камеру 20 ЖРД, то такая турбина называется предкамерной.
Таким образом, ЖРД состоит из следующих основных агрегатов: камеры сгорания 20, обеспечивающей основной параметр двигателя – тягу; турбины 14 и насосов 12 горючего и 13 окислителя (в целом этот агрегат называют турбонасосным агрегатом – ТНА), повышающих давление компонентов топлива для обеспечения величины давления в камере и газогенераторе до десятков мегапаскалей; газогенератора, обеспечивающего создание рабочего тела турбины; агрегатов автоматики, которые обеспечивают управление запуском и остановом двигателя, а также регулировании величины тяги; трубопроводов и узлов общей сборки, соединяющих все агрегаты двигателя в единую систему.
ТНА – наиболее трудоемкий агрегат в составе ЖРД как по объему конструкторской и технологической документации, так и в оснащении производства на его изготовление и испытания, а также по затратам на доводку и числу экспериментов по ее осуществлению.
Рисунок 1.41 – Внешний вид турбонасосного агрегата
Рисунок 1.42 –Турбонасосный агрегат ЖРД РД-253
Основные требования на разработку ТНА – это давление и расход компонентов топлива на входе в двигатель (по местам стыковки 8 и 9 с ракетой, см. рисунок 1.40 б,в) и на выходе из насосов, габаритные размеры, точки подсоединения к магистралям двигателя, масса агрегата.
Насосная система подачи значительно сложнее вытеснительной, но при больших расходах и давлении компонентов на входе в камеру она обеспечивает меньшую массу всей двигательной установки – совокупности ЖРД и баков.
Таким образом, в состав мощных ракетных двигательных установок обязательно входит ТНА, состоящий из нескольких шнекоцентробежных (лопаточных) насосов и приводной турбины.