Ракетный двигатель

Ракетный двигатель — это реактивный двигатель того или иного типа устанавливаемый на ракете или каком либо космическом аппарате, и предназначенный для разгона или торможения последнего посредством включения ракетного двигателя или регулирования его работы. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя.

История ракетных двигателей

                ГАЗОПАРОВЫЕ РАКЕТНЫЕ И ПАРОВОЙ ЯДЕРНЫЙ ДВИГАТЕЛИ.

Изобретение относится к теплоэнергетике и энергомашиностроению, а именно к ракетным силовым установкам и может быть использовано для мобильных и стационарных объектов, использующих реактивную тягу, а так же для генерации жидкого или парообразного теплоносителя в системах теплоснабжения.

Рабочие циклы всех известных типов ракетных двигателей, использующих в качестве рабочего тела газообразные вещества, не обеспечивают срабатывание большого теплоперепада, так как характеризуются малым периодом преобразования тепловой энергии в потенциальную давления, и, за тем, в кинетическую энергию высокоскоростного потока газа при расширении в сопле.

Известно, что использование в тепловом двигателе в качестве рабочего тела парообразующей жидкости эффективнее, чем использование газообразного. Работа сжатия парообразующей жидкости ниже, чем газа и, кроме того, при генерации пара из жидкости обеспечивается возможность при одном и том же количестве подводимого тепла осуществить генерацию рабочего тела - пара с более эффективными начальными параметрами–более высоким давлением и меньшей температурой, например в паротурбинных установках, характеризующихся максимальной агрегатной мощностью.

При создании изобретений ставилась задача обеспечить максимальное использование тепловой энергии источника тепла РД для создания реактивной тяги с целью повышения всех основных технико-экономических показателей и показателей эксплуатационной и экологической безопасности.

Задача решена путём трансформации тепловой энергии в потенциальную энергию давления рабочего тела, для чего в качестве источника рабочего тела в ракетном двигателе используется парообразующая жидкость (ПЖ), например вода, а тепловая энергия источника тепла - продуктов сгорания ракетного топлива или атомной энергии используется для генерации из неё пара, который используется или с продуктами сгорания в виде газопаровой смеси или в качестве единственного рабочего тела для создания тяги при расширении в сверхзвуковом сопле.

В газопаровом ракетном двигателе (ГПРДЖТ), работающем на жидких компонентах топлива, горючее и окислитель являются теплогенерирующими компонентами и генерирующими высокотемпературное газообразное рабочее тело – продукты сгорания. Парообразующая жидкость является компонентом, потребляющим значительную долю тепловой энергии продуктов сгорания и преобразующим её в энергию давления водяного пара, который с продуктами сгорания образует газопаровую смесь, являющуюся рабочим телом. В газопаровом твёрдотопливном ракетном двигателе (ГПРДТТ), работающем на унитарном твёрдом топливе, парообразующая жидкость так же является основным компонентом, а газопаровая смесь рабочим телом.

В паровом ядерном ракетном двигателе (ПЯРД), работающем на энергии выделяемой твёрдыми ТВЭЛ, рабочим телом, создающим реактивную тягу, является водяной пар, при этом вся полость камеры выполняет функцию парогенератора (ПГ).

В газопаровых РД зона подачи компонентов топлива, горения и образования газообразных продуктов сгорания у головки камеры или зона горения у поверхности топливного заряда (шашки) выполняют функцию камер сгорания (предкамер), обеспечивающих эффективное сгорание топлива и максимальное выделение тепловой энергии. Остальная часть камеры за зоной полного сгорания топлива до сопла, в которую осуществляется подача воды, и в которой образуется газопаровая смесь, выполняет функцию газопароганератора (ГПГ).

В газопаровых и паровом ядерном ракетных двигателях, предназначенных для перемещения объектов в атмосфере Земли, вода размещается в соответствующей ёмкости на борту, подача осуществляется насосной или вытеснительной системами подачи.

В газопаровых ракетных двигателях и в паровом ядерном, предназначенных для водных и подводных транспортных средств, в качестве парообразующей жидкости используется забортная вода.

Подача воды в газопаровые ракетные двигатели осуществляется насосной системой или по каналу, сообщающему зону забортной воды в носовой части объекта с предсопловой зоной ГПГ после воспламенения топлива и выхода процесса горения на устойчивый режим.

После воспламенения топлива стартовая тяга осуществляется на продуктах сгорания. После набора объектом скорости осуществляется подача воды, и маршевая тяга создаётся газопаровой смесью. Вода поступает в полость ГПГ под динамическим напором и за счёт эжекции, создаваемой высокоскоростным потоком газопаровой смеси в предсопловой зоне.

По аналогии с прямоточными воздушно- реактивными двигателями газопаровые и паровой ядерный ракетные двигатели, использующие забортную воду, является прямоточными.

Для впрыска воды используются форсунки аналогичные топливным. Впрыск воды осуществляется в продукты сгорания за зоной полного сгорания топлива.

Вода, перед подачей в газопарогенератор, может использоваться для охлаждения камеры сгорания и проходить по системе её охлаждения, при этом охлаждения остальной части ГПГ и сопла из-за низкой температуры газопаровой смеси не требуется.

В газопаровых твёрдотопливных РД, используемых в воздушныхобъектах одноразового использования, например в ракетах, подача воды из бортовой ёмкости (ампулы) в полость ГПГобеспечивается простейшими вытеснительными системами подачи с использованием реактивной силы работающего двигателя.

Топливный заряд (шашка) устанавливается в корпусе ГПГ с возможностью перемещения (скольжения) относительно его стенок в направлении движения объекта. В теле шашки выполняются не сквозные параллельные оси каналы, а ампула с водой размещается перед шашкой и выполняется из водостойкого, герметичного, эластичного и сгораемого материала, и так же входит в водоподающие каналы шашки, повторяя и заполняя их внутренний контур.

Возможен вариант образования ёмкости для воды без использования специальной ёмкости на борту, для чего поверхности шашки, обращённые к воде (передний торец и каналы) покрываются водостойким, герметичным, сгораемым покрытием.

Возможен вариант подачи воды по каналам, выполненным и в теле шашки и в цилиндрическом корпусе газопарогенератора, или по канавкам, выполненным на наружной цилиндрической поверхности и в теле шашки, что повысит скорость и эффективность парообразования.

Для предотвращения подачи воды в зону горения и исключения снижения теплопроизводительности топлива, водоподающие канавки и каналы шашки могут бронироваться от ёмкости (полости) с водой до предсопловой зоны.

Разгон объекта осуществляется на газообразных продуктах сгорания топлива после его воспламенения и создания первоначальной тяги. После сгорания (прожигания) стенок каналов шашки и ампулы подача воды в предсопловую зону обеспечивается вытеснением за счёт давления газопаровой смеси на шашку и через шашку на воду, находящуюся в ампуле.

В газопаровых ракетных двигателях удельный расход воды может многократно превышать удельный расход топлива. Соотношение расходов топлива и воды определяется с учётом требуемой тяги, теплотворной способности используемого топлива, температуры используемой воды, температуры и давления газопаровой смеси в газопарогенераторе и на срезе сопла, и с учётом обеспечения максимальной эффективности расширения газопаровой смеси до начала конденсации пара. Так же учитывается давление окружающей среды, в которую осуществляется выхлоп (вода, воздух).

Регулировка тяги ГПЖРД может осуществляться только изменением расхода воды, так как основной составляющей рабочего тела (газопаровой смеси) являются водяные пары, при этом значительно упрощается система регулировки расхода компонентов топлива.

Для объектов, перемещающихся в атмосфере Земли в ЖРД и в РДТТ в качестве дополнительного рабочего тела по аналогии с прямоточными воздушно-реактивными двигателями может использоваться атмосферный воздух, повышающий расход газообразного рабочего тела через РД. Подача воздуха начинается после разгона объекта на продуктах сгорания топлива и обеспечивается скоростным напором встречного воздушного потока и за счёт эжекции. Подача осуществляется по осевому каналу в предсопловую зону камеры сгорания.

Ракетные двигатели, использующие в качестве дополнительного рабочего тела атмосферный воздух, являются прямоточными воздушно-ракетными двигателями (ПВРД).

В паровых ядерных ракетных двигателях (ПЯРД), используемых для мобильных, перемещающихся в атмосфере или в безвоздушном пространстве объектов, или для стационарных, например, используемых для генерации теплоносителя, вода подаётся в атомный реактор насосом из соответствующей емкости (бака) под избыточным давлением, превышающим рабочее давление в ПГ.

При использовании для генерации пара забортной воды двигатель является прямоточным, а забортная вода условным рабочим контуром.

По аналогии с известными газовыми ЯРД, в ПЯРД источники ядерной тепловой энергии атомного реактора ТВЭЛы и управляющие реакцией стержни могут располагаться непосредственно в парогенераторе, при этом реализуется простая, эффективная и экономичная высокоэнергетическая одноконтурная схема.

Кроме того, ППЯРД может быть выполнен по двухконтурной схеме, аналогичной двухконтурной схеме АЭС. Теплоноситель первого контура водо-водяного реактора прокачивается по теплообменнику, расположенному в полости парогенератора, передавая теплоту теплоносителя первого контура рабочему телу второго условного контура – забортной воде.

Вода в зону ТВЭЛов реактора, находящуюся под высоким рабочим давлением образующегося сухого перегретого пара, подаётся насосом через систему охлаждения реактора или непосредственно в реактор. После разгона объекта забортная вода подаётся за счёт динамического напора и за счёт эжекции за реактор в предсопловую зону парогенератора, омывая и дополнительно охлаждая реактор или непосредственно в предсопловую зону.

Вместе с тем, одноконтурный вариант ППЯРД, с использованием высокотемпературного пара, генерируемого в реакторе, для создания тяги из-за скоротечности цикла генерации и расширения пара, не обеспечивает полного использования его тепловой энергии, и, соответственно, максимального термического КПД. Кроме того, отработавший радиоактивный пар, поступая после выхлопа и конденсации в забортную воду, наносит вред окружающей среде.

Для достижения максимальных термического и эффективного КПД за счёт максимального использования ядерной тепловой энергии и расширения диапазона срабатываемого двигателем теплоперепада, генерация пара при одноконтурной и двухконтурной схемах может осуществлятся в два этапа.

Полость парогенератора содержит две зоны генерации. В первой, в которой установлены ТВЭЛы реактора (одноконтурная схема) или теплообменник первого контура (двухконтурная) и в которую подаётся лишь часть поступающей в двигатель воды, генерируется сухой перегретый пар. Во второй зоне, в которую дополнительно подаётся вода, за счет теплоты сухого перегретого пара генерируется насыщенный пар, который и является окончательным рабочим телом, создающим тягу при расширении в сопле.

Для более полного использования кинетической энергии выходящего за пределы сопла высокотемпературного скоростного потока пара и ускорения его конденсации и гашения парового колокола, например, с целью маскировки (торпеда или АПЛ), в поток пара за соплом через водозаборники может осуществляться подача дополнительной забортной воды для генерации дополнительного пара и создания пароводомётной тяги.

В ППЯРД расход воды определяется заданной тягой, мощностью атомного реактора и с учётом схемы – одноконтурная или двухконтурная. Для водных и подводных судов с ППЯРД, для исключения радиационного загрязнения акватории порта стоянки и прибрежной зоны, выход за их пределы может первоначально осуществляться по двухконтурной схеме с последующим переходом на одноконтурную схему.

Рабочий процесс в ГПРДЖТ осуществляется следующим образом.

После подачи и воспламенения компонентов топлива при давлении сгорания не ниже критического и выхода процесса горения на устойчивый режим, в ГПГ впрыскивается вода под давлением, превышающем расчётное рабочее давление газопаровой смеси. Одновременно, без изменения расхода воды увеличивается давление подачи компонентов топлива до давления образующейся газопаровой смеси. При испарении впрыснутой в ГПГ воды и образовании пара от продуктов сгорания отнимается тепло, равное скрытой теплоте парообразования. Образующийся водяной пар с продуктами сгорания образует рабочее тело - газопаровую смесь, давление которой будет значительно выше начального давления продуктов сгорания и равно сумме парциальных давлений продуктов сгорания и водяного пара, при этом температура газопаровой смеси будет значительно ниже начальной температуры продуктов сгорания.

Давление продуктов сгорания без изменения расхода подаваемого топлива и, соответственно их количества в газовой зоне, примыкающей к головке, увеличится до давления газопаровой смеси за счёт подпора образующейся газопаровой смесью. Соответственно, объём газов уменьшится, при этом дополнительно возрастёт за счёт сжатия их температура в зоне горения, что будет способствовать более полному сгоранию топлива с максимальным выделением тепловой энергии.

Пример расчёта термического КПД газопарового РД.

В современных РД температура продуктов сгорания в камере составляет 3000-4000К, на срезе сопла 1500-2000К. Термический КПД примерно равен 0.3-0.45.

Газопроизводительность жидких компонентов топлива и паропроизводительность воды принимаем условно равными. Соотношение расходов - 20% компонентов топлива и 80% воды. Начальное давление продуктов сгорания Р=40кг/см2, температура Т=2700К. После подачи воды парциальное давление продуктов сгорания Р=20кг/см2 , паров 80 кг/см2, общее давление газопаровой смеси в газопарогенераторе составит 100кг/см2., температура Т=700К, температура продуктов сгорания в зоне горения после подпора газопаровой смесью Ткс=3000К. Давление газопаровой смеси на срезе сопла Р=1кг/см2, температура Тсс= 350К.

Термический КПД рабочего цикла газопарового ракетного двигателя составит 0,884.

Использование в рабочих циклах ракетных двигателей воды позволяет более полно использовать выделяемую источниками тепла тепловую энергию для совершения полезной работы за счёт расширения температурного диапазона рабочего цикла. Трансформация тепловой энергии в потенциальную энергию давления пара или газопаровой смеси обеспечивает резкое повышение всех технико-экономических показателей, таких как, удельная тяга, удельный расход топлива, удельный вес, при использовании забортной воды или воздуха обеспечивается увеличение коэффициента полезной нагрузки.

Резкое снижение удельного расхода топлива в газопаровых жидкостных и твёрдотопливных ракетных двигателях соответственно обеспечивает и резкое снижение количества и токсичности выхлопных газов, так как основное количество газопарового выхлопа будут составлять пары воды, а в ядерном только водяной пар. Все варианты двигателей по сравнению с известными обеспечивают не менее чем двукратное снижение потерь теплоты с рабочим телом в окружающую среду и повышение экологической безопасности, снижается тяжесть последствий при аварийных ситуациях (аварийный подрыв ракеты, отказ двигателя, падение ракеты при отрыве от стартового стола).

В газопаровых ракетных двигателях обеспечивается менее теплонапряжённый режим работы двигателя, что позволяет упростить конструкцию камеры газопарогенератора и сопла, исключив систему охлаждения - рубашку, использовать для критической части сопла и корпуса газопарогенератора менее термостойкие и дорогостоящие материалы и снизить стоимость их изготовления.

При использовании прямоточных газопаровых или газовых ракетных двигателей для объектов, перемещающихся в воде или в атмосфере, обеспечивается снижение лобового сопротивления среды.

При использовании газопаровых ракетных двигателей для торпед и зенитных ракет повышается маскирующий эффект, так как уменьшаются размеры и интенсивность инверсионного следа в водной среде (несконденсировавшегося водяного пара), в воздушной среде снижается интенсивность инфракрасного излучения выхлопа, состоящего в основном из низкотемпературного водяного пара.

Применение газопаровых и парового РД для транспортных средств, космических ракет, ракетного оружия позволит резко снизить себестоимость их производства и эксплуатации.

При запуске космических объектов с использованием ПЯРД обеспечивается возможность его многократного использования. С целью исключения радиационной опасности старт и разгон ракеты с ПЯРД, работающим по одноконтурной схеме, может осуществляться газопаровыми пороховыми ускорителями. После окончания работы и остановки реактора, ПЯРД с помощью спускаемого аппарата возвращается на Землю и может после перезарядки ядерным топливом использоваться повторно, т.е. многократно.

С появлением ППЯРД отпадёт необходимость в сложных современных ядерных силовых установках для надводных и подводных транспортных средств, которые по существу являются комбинацией нескольких преобразователей одного вида энергии в другой, работающих по схеме: тепловая энергия ядерного топлива в потенциальную энергию давления водяного пара, потенциальная энергия пара в паровой турбине в кинетическую энергию скоростного потока, с преобразованием её в механическую вращения ротора электрогенератора, механическая электрогенератора в электрическую, электрическая в электродвигателе в механическую вращения вала или валопровода. Многократный передел энергии осуществляется с целью получения из тепловой энергии, в конечном счете, механической вращения вала.

Несмотря на различие в использовании источников тепловой энергии для генерации рабочего тела (ракетное топливо или ядерное) и незначительные конструктивные отличия от известных, все предлагаемые газопаровые и паровой ядерный двигатели с точки зрения термодинамического цикла идентичны, так как тепловая энергия источников тепла используется для генерации из парообразующей жидкости пара, который является во всех предлагаемых ракетных двигателях рабочим телом, создающим тягу.

Все варианты ракетных и ядерных двигателей защищены патентом РФ (положительное решение РОСПАТЕНТа о выдаче патента от 25.09.09 г.).

См.также

Все варианты ракетных и ядерных двигателей защищены патентом РФ №2380563.