жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе. Двигатель на криогенном топливе
Криогенное топливо в авиации. | АВИАЦИЯ, ПОНЯТНАЯ ВСЕМ.
Привет, друзья!
Мы все знаем, что одной из основ материальной жизни современного человечества являются всем известные полезные ископаемые нефть и газ. Благословенные углеводороды так или иначе присутствуют в любой области нашей с вами жизни и первое, что приходит на ум любому человеку – горючее. Это бензин, керосин и природный газ, используемый в различных энергосистемах ( в том числе и в двигателях транспортных средств).
Сколько автомобилей на дорогах мира и самолетов в воздухе сжигают в своих двигателях бензин и керосин… Количество их огромно и столь же огромен объем топлива, вылетающего, так сказать, в трубу (и при этом еще норовящего внести свою немалую долю в отравление атмосферы :-)). Однако процесс этот не бесконечен. Запасы нефти, из которой производится львиная доля используемого в мире горючего (несмотря на то, что она постепенно сдает свои позиции природному газу), быстро уменьшаются. Она постоянно дорожает и дефицит ее ощущается все больше.
Такое положение уже довольно давно заставляет исследователей и ученых всего мира искать альтернативные источники топлива, в том числе и для авиации. Одним из направлений такой деятельности стали разработки летательных аппаратов, использующих криогенное топливо.
Криогенный означает «рожденный холодом», и топливом в этом случае служит сжиженный газ, который хранится при очень низких температурах. Первым, привлекшим в этом плане внимание разработчиков газом, стал водород. Этот газ по своей теплотворной способности втрое превосходит керосин и, кроме того при его использовании в двигателе в атмосферу выделяется вода и совсем небольшое количество окислов азота. То есть для атмосферы он безвреден.
Самолет ТУ-154Б-2.
В середине 80-х годов прошлого века в конструкторском бюро А.Н.Туполева начали создавать самолет, использующий в качестве топлива жидкий водород. Он был разработан на базе серийного ТУ-154Б с использованием турбореактивного двухконтурного двигателя НК-88. Этот двигатель был создан в двигателестроительном конструкторском бюро им. Кузнецова (Самара) опять же на базе серийного двигателя для Ту-154 НК-8-2 и предназначался для работы на водороде или природном газе. Надо сказать, что в этом бюро работы по новой тематике велись еще с 1968 года.
Тот самый самолет Ту-155 на хранении... К сожалению отвратительном хранении :-(.
Новый самолет, работающий на криогенном топливе получил наименование ТУ-155. Однако все не так просто. Дело в том, что водород – это опасное топливо. Он чрезвычайно горюч и взрывоопасен. Обладает исключительной проникающей способностью , а храниться и транспортироваться может только в сжиженном состоянии при очень низких температурах, близких к абсолютному нулю (-273 градуса по Цельсию). Эти особенности водорода представляют собой достаточно большую проблему.
Поэтому ТУ-155 представлял собой летающую лабораторию для исследования и решения существующих проблем и базовый самолет при ее создании подвергся коренной переделке. Вместо правого двигателя НК-8-2 был установлен новый криогенный НК-88 (два других остались родными :-)). В задней части фюзеляжа на месте пассажирского салона разместили специальный бак для криогенного топлива, жидкого водорода, объемом 20 куб.м. с усиленной экранно-вакуумной изоляцией, где водород мог храниться при температуре ниже минус 253 градуса Цельсия. К двигателям он подавался специальным турбонасосным агрегатом, как на ракете.
Двигатель НК-88. Сверху на двигателе виден массивный турбонасосный агрегат.
Из-за большой взрывоопасности пришлось из отсека с топливным баком удалить практически все электрооборудование, дабы исключить малейшую возможность искрообразования, и весь отсек постоянно продувался азотом или воздухом. Для управления агрегатами силовой установки была создана специальная гелиевая система управления. Кроме того пары водорода из бака нужно было отводить подальше от двигателей, чтобы избежать воспламенения. Для этого сделали дренажную систему. На самолете хорошо видны ее отводы в хвостовой части фюзеляжа (особенно на киле).
Компоновочная схема ТУ-155. Голубой - топливный бак. В переднем отсеке - обеспечивающее оборудование. Красным - криогенный двигатель.
В целом было создано и внедрено более 30-ти новых самолетных систем. Вобщем работа была проведена грандиозная :-). А ведь еще нужно было наземное, не менее сложное, обеспечивающее заправку и хранение оборудование. Правда тогда полным ходом шла разработка системы «Буран», на ракете–носителе которой одним из компонентов топлива был жидкий водород. Поэтому считалось, что все будет поставлено на промышленную основу и недостатка в топливе не будет. Но, я думаю, каждому понятно, что криогенное топливо в такой системе становится просто «золотым» по стоимости. И это означает, что коммерческое использование жидкого водорода в ближайшем будущем вряд ли возможно. Поэтому уже тогда шла подготовка к переходу на другой вид криогенного топлива – сжиженный природный газ (СПГ).
Тем не менее первый полет ТУ-155 на жидком водороде состоялся 15 апреля 1988 года. Еще кроме этого было 4 таких полета. После этого ТУ-155 подвергся доработке для полетов с использованием сжиженного природного газа (СПГ).
Этот вид топлива по сравнению с водородом значительно дешевле и доступнее, кроме того он еще и в несколько раз дешевле керосина. Теплотворная способность его на 15% выше, чем у керосина. Кроме того он также мало засоряет атмосферу, а хранить его можно при температуре минус 160 градусов, что на целых 100 градусов выше, чем у водорода. Кроме того на фоне водорода СПГ все же менее пожароопасен (хотя, конечно, опасность такая все же существует) и имеется достаточный опыт поддержания его в безопасном состоянии. Организация газоснабжения (СПГ) аэродромов вобщем-то тоже не представляет чрезвычайной сложности. Почти к каждому крупному аэропорту подведены газовые трубопроводы. Вобщем достоинств хватает :-).
Первые полеты ТУ-155 уже использующего криогенное топливо сжиженный природный газ состоялись в январе 1989 года. (Ролик, помещенный ниже, рассказывает об этом). Еще было около 90 таких полетов. Все они показали, что расход топлива по сравнению с керосином уменьшается почти на 15%, то есть самолет становится экономичнее и выгоднее.
Теперь немного о перспективах… В конце 90-х главный распорядитель российских газовых запасов Газпром выступил с инициативой постройки в начале грузо-пассажирского, а потом и просто пассажирского самолета, который мог бы полностью работать на СПГ. Самолет получил наименование ТУ-156 и создавался на базе уже имеющегося ТУ-155. На него должны были устанавливаться три новых двигателя НК-89. Это ТРДД, аналогичные НК-88, но имеющие две независимые топливные системы: одну для керосина и другую для криогенного топлива (СПГ). Это было удобно в том плане, что далеко не везде имелась возможность заправки газом, и самолет мог бы по мере необходимости переходить с одной системы питания на другую. На это по разработанной технологии требовалось всего пять минут. НК-89 имел также теплообменник в затурбинном пространстве, где сжиженный газ переходил в газообразное состояние и затем поступал в камеру сгорания.
Были проведены большие исследовательские и расчетные работы по перекомпоновке отсеков и расположения топливных баков. К 2000-му году на Самарском авиационном заводе должны были быть выпущены три ТУ-156 и начата их сертификация и опытная эксплуатация. Но… К сожалению этого сделано не было. И препятствия к осуществлению задуманных планов были исключительно финансовыми.
После были разработаны еще несколько проектов самолетов, использующих криогенное топливо (СПГ), такие, как, например,ТУ-136 с турбовинтовыми двигателями, работающими как на керосине, так и на сжиженном газе и широкофюзеляжный ТУ-206 с турбореактивными двигателями, работающими на СПГ. Однако на данный момент все эти проекты так пока проектами и остались.
Модель самолета Ту-136.
Модель самолета ТУ-206 (ТУ-204К).
Как сложатся дела в этой области авиационной науки и техники покажет время. Пока создание летательных аппаратов, использующих криогенное топливо тормозится различными обстоятельствами, как объективными, так и субъективными. Предстоит еще много сделать в области разработки специальных самолетных систем, развития наземной инфраструктуры, систем транспортировки и хранения топлива. Но тема эта чрезвычайно перспективна (и, на мой взгляд, очень интересна :-)). Водород, с его огромной энергоемкостью и практически неисчерпаемыми запасами, – это топливо будущего. Об этом можно говорить с полной уверенностью. Переходным этапом к этому служит использование природного газа.
И этот решительный шаг в будущее сделан именно в России. Испытываю гордость еще раз говоря об этом :-). Нигде в мире не было и по сей день нет летательных аппаратов, подобных нашему ТУ-155. Хочется привести слова известного американского авиационного инженера Карла Бревера: «Русские совершили в авиации дело, соразмерное полету первого спутника Земли!»
Это истинная правда! Очень только хочется, чтобы дела эти шли потоком (а русские это могут :-)), и чтобы поток этот был непрерывен, а не двигался рывками, как это у нас часто бывает…
Related posts:
- Авиационное топливо. Чем кормят самолеты?
Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе
Использование: в ракетно-космической технике, конкретно в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), использующих в качестве топлива криогенный окислитель и углеводородное горючее. Сущность изобретения: ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, турбонасосы (ТН) криогенного окислителя и горючего, имеющие приводные турбины и газогенератор (ГГ), снабженный рубашкой охлаждения, подключенный к расходной магистрали окислителя. Выход ГГ соединен с входом турбины ТН горючего, а выход из рубашки охлаждения ГГ соединен с входом второй турбины ТН окислителя, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к входу ТН окислителя. Поступающий в рубашку охлаждения ГГ криогенный окислитель газифицируется за счет теплообмена с генераторным газом и используется в качестве рабочего тела для привода Т окислителя. При этом обеспечивается эффективное охлаждение генераторного газа, что позволяет сжигать топливо в ГГ при оптимальном соотношении компонентов, исключив повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины, и уменьшить количество сжигаемого топлива. 2 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос окислителя и турбонасос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, связанные с турбиной, газогенератор привода турбины, выход которой подключен к камере сгорания, при этом расходная магистраль горючего подключена к камере сгорания и соединена параллельной линией со входом газогенератора, к которому подключена также расходная магистраль окислителя ("Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей" под ред. В.М.Кудрявцева. М. Высшая школа, 1983, стр. 11, рис. 1.6). В известном ЖРД одним из компонентов топлива поступает из турбонасоса в газогенератор полностью, а другой частично. При сжигании их в газогенераторе образуется высокотемпературный газ либо с избытком окислителя (окислительный), либо с избытком горючего (восстановительный), который поступает на привод турбины турбонасосов окислителя и горючего. Отработавшие на турбины продукты газогенерации дожигаются в камере сгорания ЖРД. В случае использования в ЖРД криогенного топлива, в частности криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), что имеет место в двигателях ракетных блоков ступеней ракет-носителей и космических аппаратов, привод турбины осуществляется окислительным генераторным газом, поскольку газификация низкокипящего окислителя намного легче, чем высококипящего горючего. При этом температура генераторного газа в турбине составляет несколько сотен градусов при очень большом коэффициенте избытка окислителя (альфа > 10), а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания двигателя, достигающее 100 и более (до 300) атмосфер. Большой избыток кислорода при высоких значениях давления и температуры обуславливают крайне высокую агрессивность и взрывоопасность генераторного газа. В этой связи предъявляются очень высокие требования к качеству очистки и промывки базов окислителя и горючего двигательной установки и подводящих магистралей. Соблюдение этих требований связано с большими трудозатратами и приводит к значительному удорожанию изделия, однако оно не может полностью обеспечить эксплуатационной надежности ЖРД в части его безопасности. Обладающий высокой агрессивностью окислительный генераторный газ может вызвать выход из строя уплотнения валов турбонасосов окислителя и горючего в турбине, что приводит к аварии ЖРД. Высокая агрессивность генераторного газа приводит также к повышенному износу элементов турбины и снижению ресурса ее работы. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, включающем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, связанной с турбонасосами окислителя и горючего и имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика", Энциклопедия, под ред. В. П. Глушко, М. Сов. энциклопедия, 1985, стр. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива после турбонасосов вводится в камеру сгорания, а меньшая их часть поступает в газогенератор. Так как в газогенератор вводится лишь небольшая часть окислителя, значительно снижается, по сравнению с прототипом, агрессивность генераторного газа в турбине. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в атмосферу. В результате значительно улучшаются условия работы турбины, снижается взрывоопасность и повышается эксплуатационная надежность двигателя. Однако в данной конструкции ЖРД химическая энергия топлива, поступающего в газогенератор, используется не полностью, что снижает экономичность двигателя. Это связано с необходимостью, из условия обеспечения термостойкости лопаток турбины, поддерживать температуру генераторного газа более низкой, чем температура продуктов сгорания в камере сгорания. Поэтому сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном соотношении компонентов, а с некоторым избытком окислителя. В результате один из компонентов топлива не догорает, что увеличивает затраты топлива на создание единичного импульса тяги. Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет уменьшения количества топлива, сжигаемого в газогенераторе, и повышение полноты сгорания топлива в газогенераторе. Поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего с расходными магистралями, газогенератор, выход которого соединен со входом турбины, связанной с турбонасосом горючего и имеющей выхлопной патрубок, в соответствии с изобретением, снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом криогенного окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, подключенной через отсечной клапан к расходной магистрали окислителя, при этом выход из рубашки охлаждения газогенератора соединен с входом второй турбины, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к расходной магистрали перед турбонасосом криогенного окислителя. Наличие у газогенератора рубашки охлаждения, подключенной к магистрали окислителя, позволяет газифицировать поступающий в рубашку криогенный окислитель за счет его теплообмена с высокотемпературными продуктами газогенерации и подогреть полученный газ до температуры рабочего тела турбины (600-900 K). Наличие второй турбины, связанный с турбонасосом окислителя и соединенной с выходом из рубашки охлаждения газогенератора, позволяет использовать газифицированный и подогретый криогенный окислитель для привода турбонасоса окислителя. Наличие рубашки охлаждения газогенератора с криогенным хладагентом обеспечивает высокоэффективное охлаждение генераторного газа, что дает возможность сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, исключив при этом повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины. За счет оптимального соотношения сжигаемых компонентов обеспечивается наиболее полное выделение тепловой энергии топлива в газогенераторе, а охлаждение генераторного газа криогенным компонентом, подаваемым затем на привод турбонасоса окислителя, повышает эффективность использования выделяющейся тепловой энергии топлива. При этом исключаются потери на привод турбонасоса окислителя, поскольку газифицированный криогенный окислитель после турбины и теплообменника вновь поступает в расходную магистраль окислителя и, в конечном счете, сгорает в камере сгорания или газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении с горючим. Эти обстоятельства позволяют значительно уменьшить количество топлива, используемого в газогенераторе на привод турбонасосов окислителя и горючего, и за счет этого повысить экономичность работы ЖРД. На фиг. 1 приведена схема двигателя; на фиг. 2 размещение сопла инжектора в подводящей магистрали окислителя, узел I на фиг. 1. Двигатель содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и сопло 3, имеющие тракт охлаждения 4. К смесительной головке 2 подключены расходная магистраль окислителя 5, связанная через турбонасос окислителя 6 и магистраль 7 с баком криогенного окислителя, и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 и магистраль 10 с баком углеводородного горючего, причем магистраль 8 соединена с головкой 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос горючего 9 имеет приводную турбину 11, подключенную к газогенератору 12, вход которого через линии 13 и 14 соединен с расходными магистралями окислителя 5 и горючего 8. Двигатель снабжен также второй турбиной 15, связанной с турбонасосом окислителя 6, а газогенератор 12 снабжен рубашкой охлаждения 16, вход которой линией 17 с отсечным клапаном 18 подключен к расходной магистрали окислителя 5. Выход из второй турбины 15 через теплообменник 19, установленный на расходной магистрали окислителя 5, и сопло 20 инжектора подключен к подводящей магистрали окислителя 7 перед турбонасосом 6. Турбина 11, подключенная к газогенератору 12, имеет выхлопной патрубок 21 со вспомогательным соплом. В расходных магистралях окислителя 5 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 22 и 23, на линиях 13 и 14 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 24 и 25. При работе двигателя турбонасосами 6 и 9 производится подача криогенного окислителя и горючего по магистралям 5 и 8 в камеру сгорания 1. При этом небольшая часть окислителя и горючего по линиям 13 и 14 подводится в газогенератор 12, где сжигается при их оптимальном соотношении. Продукты газогенерации поступают на привод турбины 11, обеспечивающей работу турбонасоса горючего 9, и затем через выхлопной патрубок 21 и вспомогательное сопло выбрасываются в атмосферу. Одновременно другая часть окислителя (приблизительно 5% от общего количества) по линии 17 поступает в рубашку охлаждения 16 газогенератора 12, в которой газифицируется и подогревается за счет теплообмена с генераторным газом. В результате этого значительно снижается температура генераторного газа, поступающего в турбину 11, а подогретые пары окислителя направляются на привод турбины 15, обеспечивающей работу турбонасоса окислителя 6. Отработавшие на турбине 15 пары окислителя проходят теплообменник 19, где охлаждаются основным потоком криогенного окислителя, поступающего по расходной магистрали 5 в камеру сгорания 1. Охлажденные пары окислителя через сопло 20 инжектора, установленного в магистрали 7, подаются на вход турбонасоса окислителя 6. Таким образом, подача криогенного окислителя в рубашку охлаждения 16 газогенератора обеспечивает эффективное снижение температуры генераторного газа, поступающего в турбину 11, и позволяет сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном соотношении компонентов. При этом часть энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, расходуется на привод турбины 11 турбонасоса горючего, а другая часть энергии топлива путем теплообмена передается криогенному компоненту, превращая его в рабочее тело турбины 15 привода турбонасоса окислителя. В результате снижаются потери на привод турбонасосов подачи окислителя и горючего и уменьшается количество сжигаемого в газогенераторе топлива, что позволяет повысить экономичность работы ЖРД. Эффективное охлаждение генераторного газа перед турбиной 11 повышает также надежность работы турбины и двигателя в целом. Поскольку сжигание топлива в газогенераторе предложенного ЖРД производится при оптимальном соотношении компонентов, ликвидируется токсичность выхода после турбины 11. Уменьшение количества сжигаемого в газогенераторе топлива и повышение полноты его сгорания позволяет обеспечить экологическую чистоту двигателя. Расчеты показывают, что изобретение позволяет в 2-3 раза снизить количество топлива, подаваемого на сжигание в газогенератор. В частности, использование предложенного ЖРД в разгонном блоке космического аппарата с полезным грузом 2 т позволит сэкономить 150 кг топлива, используемого для привода турбонасоса жидкого кислорода и углеводородного горючего (керосина). Одновременно с экономией топлива на 150 кг увеличивается вес полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2www.findpatent.ru
жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе - патент РФ 2118684
>10) генераторный газ обладает крайне высокой химической активностью по отношению к материалу турбины, что может вызвать ее возгорание с последующим взрывом турбонасоса. Происходит также снижение ресурса работы турбины вследствие повышенного износа ее элементов. Также может произойти выход из строя уплотнения валов турбонасосов и горючего турбины, что приведет к аварии ЖРД. Надежность данной схемы ЖРД может быть повышена за счет снижения (в 
2 раза) давления в камере сгорания. Однако это связано со значительным увеличением габаритов камеры сгорания, что неприемлемо ввиду жестких ограничений по габаритам для космических аппаратов. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, связанные с турбиной и соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, и газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика". Энциклопедия. /Под ред. В.П.Глушко. -М.: Сов энциклопедия, 1985, с. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива (жидкий кислород и керосин) после турбонасосов поступает в камеру сгорания, а небольшая часть этих компонентов поступает в газогенератор (открытая схема ЖРД). В этом случае, поскольку в газогенератор вводится лишь часть окислителя, несколько снижается химическая активность генераторного газа. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в окружающую среду. Это позволяет улучшить условия работы турбины и повысить эксплуатационную надежность двигателя. Недостатком данного ЖРД является то, что сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, а с большим избытком или недостатком окислителя. Это обусловлено тем, что для обеспечения термостойкости лопаток турбины необходимо поддерживать температуру генераторного газа значительно более низкой, чем температура в камере сгорания ЖРД. В результате этого химическая энергия поступающего в газогенератор топлива используется не полностью, что снижает экономичность ЖРД. Кроме того, при окислительном режиме в газогенераторе большой избыток кислорода обуславливает высокую химическую активность генераторного газа, вызывающую повышенный износ элементов турбины. При восстановительном режиме с большим недостатком окислителя ( Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе и снижения потерь при выхлопе генераторного газа. Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, в соответствии с изобретением снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, при этом выход первой турбины соединен с входом второй турбины, выход которой соединен с закритической частью сопла камеры сгорания. Выполнение в газогенераторе рубашки охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, позволяет сжигать топливо при оптимальном соотношении компонентов, поскольку в этом случае рубашка охлаждения обеспечивает снижение температуры генераторного газа до величины, исключающей его термическое воздействие на лопатки первой турбины, связанной с турбонасосом горючего. При этом повышается экономичность ЖРД за счет значительного повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе. Наличие второй турбины, установленной за первой турбиной по потоку генераторного газа, позволяет обеспечить индивидуальный привод турбонасоса криогенного окислителя. При этом ЖРД содержит самостоятельный турбонасосный агрегат (ТНА) подачи окислителя и ТНА подачи горючего, что существенно облегчает компоновку ЖРД и позволяет снизить потери при его работе. В частности, обеспечивается возможность установки ТНА окислителя на баке криогенного окислителя, что позволяет сократить длину магистрали криогенного окислителя и убрать бустерный насос. Установка второй турбины за первой турбиной, связанной с газогенератором, обеспечивает значительное снижение температуры генераторного газа, поступающего в ТНА окислителя, что позволяет уменьшить энергозатраты при захолаживании насоса криогенного окислителя перед запуском ТНА. Подключение выхода второй турбины к закритической части сопла повышает экономичность работы ЖРД за счет возможности дальнейшего расширения и увеличения скорости отработанного генераторного газа на выходе из сопла. Конструкция предложенного жидкостного ракетного двигателя представлена на прилагаемом чертеже. ЖРД содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, имеющую тракт охлаждения 4 и кольцевой коллектор 5, установленный в закритической части сопла 3. К смесительной головке 2 камеры сгорания подключены расходная магистраль окислителя 6, связанная через турбонасос окислителя 7 с баком криогенного окислителя (не показан), и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 с баком углеводородного горючего (не показан). Магистраль горючего 8 подключена к смесительной головке 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос 9 имеет приводную турбину 10, подключенную к газогенератору 11, вход которого линиями 12 и 13 соединен с расходными магистралями окислителя 6 и горючего 8. ЖРД снабжен также второй турбиной 14, связанной с турбонасосом окислителя 7, а газогенератор 11 имеет рубашку охлаждения 15, включенную в расходную магистраль горючего 8 между турбонасосом 9 и камерой сгорания 1. При этом турбонасос 7 с турбиной 14 составляют турбонасосный агрегат (ТНА) окислителя, а турбонасос 9 с турбиной 10 составляют ТНА горючего. Выход турбины 10 линией 16 соединен с входом второй турбины 14, выход которой линией 17 подключен к кольцевому коллектору 5, установленному на сопле 3 камеры сгорания. В расходных магистралях окислителя 6 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 18 и 19, а на линиях 12 и 13 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 20 и 21. При работе ЖРД криогенный окислитель и углеводородное горючее подаются турбонасосными агрегатами в камеру сгорания 1 по магистралям 6 и 8. Одновременно небольшая часть окислителя и горючего по линиям 12 и 13 подводится в газогенератор 11, где сжигается при оптимальном соотношении компонентов, а высокотемпературные продукты сгорания охлаждаются основным потоком горючего, подводимым в рубашку охлаждения 15 газогенератора по расходной магистрали 8. Образующийся генераторный газ поступает на привод турбины 10 турбонасоса горючего 9, после которой частично отработанный газ по линии 16 поступает на привод турбины 14 турбонасоса окислителя 7. Отработанный генераторный газ через кольцевой коллектор 5 вводится в закритическую часть сопла 3, где разгоняется основным потоком продуктов сгорания до скорости основного потока. Таким образом, в предлагаемом ЖРД обеспечивается работа турбонасосных агрегатов (ТНА) подачи окислителя и горючего при максимальном использовании химической энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, что повышает экономичность работы двигателя. Подача основного потока углеводородного горючего в рубашку охлаждения газогенератора позволяет снизить температуру генераторного газа и исключить его термическое воздействие на лопатки турбины. Введение отработанного генераторного газа в закритическую часть сопла камеры сгорания позволяет на 50% снизить потери по сравнению с выбросом этого газа через специальный выхлопной патрубок турбины. Согласно проведенным расчетам и проектным проработкам, использование предложенного ЖРД в разгонном ракетном блоке космического аппарата, имеющего массу полезного груза порядка 2000 кг, обеспечивает экономию 100 кг топлива за счет снижения потерь на привод турбонасосных агрегатов подачи жидкого кислорода и углеводородного горючего. Одновременно с экономией топлива на 100 кг увеличивается масса полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
Жидкостный ракетный двигатель на жидком кислороде и углеводородном горючем, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос жидкого кислорода и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, отличающийся тем, что он снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, камера сгорания имеет тракт охлаждения, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, вход которой подключен к основной расходной магистрали горючего, а выход подключен к смесительной головке через тракт охлаждения камеры сгорания.www.freepatent.ru
Криогенный двигатель Дэрмана | Science Debate
В наше время, замороженные продукты это наше все. От фруктов и мороженного до мяса, все это может быть заморожено и использовано позже по своему прямому предназначению. Именно поэтому уже долгие годы существуют грузовики-рефрижераторы, которые занимаются перевозкой десятков тонн замороженной продукции.
И несмотря на то, что используются подобные грузовики часто, до сих пор не существует ни одного варианта как заставить этих «лошадок» потреблять меньше топлива, а едят они его много, на 25% больше чем обычные грузовые автомобили такой грузоподъемности.
Нет, существуют, конечно, компрессоры, которые вращаются с помощью двигателей внутреннего сгорания, другие подходят к проблеме со стороны работы компрессоров с помощью электродвигателей, питаемые бортовой сетью автомобиля, однако так ил иначе, ни один из вариантов не сокращает потребление топлива и в итоге в окружающую среду попадает множество вредных выбросов.
Так было до этого года, а точнее до конкурса Invention Awards 2014 в рамках которого изобретатель Питер Дэрман продемонстрировал криогенный двигатель собственной разработки, который, возможно, станет решением проблемы большого расхода топлива у грузовиков-рефрижераторов.
Двигатель Дэрмана (именно так назван криогенный двигатель) работает за счет тепла товаров и тепла окружающей среды, заставляя кипеть жидкий азот, который находится в специальной емкости. Как следствие – получается газ, используемый для приведение в действие двигателя. Стоит добавить, что двигатель в свою очередь вращает компрессор.
Принцип работы криогенной рефрижераторной установки
- Специальная емкость закачивается жидким азотом, температура которого составляет -160 градусов по шкале Цельсия. Стоимость закачиваемого в резервуар жидкого азота составляет чуть более 60 процентов стоимости дополнительного дизельного топлива, которое может быть потрачено обычным рефрижератором на охлаждение груза за восемь часов работы.
- Тепло окружающей среды заставляет кипеть жидкий азот, превращая его в очень холодный газ. Этот холодный газ проходит через специальный теплообменник, что позволяет удовлетворить около двух третей от общего количества холода, требующегося для охлаждения груза.
- После теплообменника нагретый азот под давлением подается в двигатель Дэрмана, который вращает компрессор, вентиляторы системы принудительного охлаждения и дополнительный электрогенератор.
- После того как компрессор сжимает азот, он охлаждает его и направляет на второй теплообменник, обеспечивающий третью часть холода, который используют для охлаждения груза.
По оценкам специалистов, подобная система может эффективно использовать до 40% энергии жидкого азота, что практически аналогично эффективности работы дизельного двигателя. Но в итоге мы получаем существенную разницу, так как жидкий азот дешевле все того же дизтоплива и в то же время не загрязняет окружающую среду. Сейчас опытный образец двигателя Дэрмана готовится к испытаниям на дорогах Великобритании, после чего, в случае успеха, двигатель пойдет в массовое производство.
www.sciencedebate2008.com
Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе
Двигатель предназначен для космических аппаратов и разгонных блоков ракет-носителей, использующих криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее. ЖРД содержит камеру сгорания (1) с соплом (3), турбонасосы окислителя (7) угловодородного горючего (9) с расходными магистралями (12, 13), соединенные с приводными турбинами (10, 14), и газогенератор (11) с рубашкой охлаждения (15). Вход газогенератора подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а вход рубашки охлаждения подключен к основной расходной магистрали горючего. Причем камера сгорания имеет тракт охлаждения (4), к которому подключен выход из рубашки охлаждения газогенератора, соединяющий ее со смесительной головкой (2) камеры сгорания. Проходящий через рубашку охлаждения газогенератора основной поток углеводородного горючего охлаждает генераторный газ до температуры, обеспечивающей термостойкость лопаток турбины при сжигании в газогенераторе топлива с оптимальным соотношением компонентов, что повышает экономичность работы ЖРД. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности ЖРД тягой менее 5 тс для разгонных блоков ракет-носителей и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасосы окислителя и горючего с расходными магистралями этих компонентов, связанные с приводной турбиной, и газогенератор, при этом расходная магистраль одного из компонентов топлива подключена к камере сгорания и связана параллельной линией с входом газогенератора, к которому подключена расходная магистраль второго компонента, а выход газогенератора соединен с входом турбины, выход которой подключен к камере сгорания (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /Под ред. В.М.Кудрявцева. -М: Высшая школа, 1983, с. 11, рис. 1.6). При использовании известного ЖРД в космических аппаратах или последних ступенях ракет-носителей в этом ЖРД используется криогенное топливо - жидкий кислород (окислитель) и углеводородное горючее. В газогенераторе поступает весь окислитель и часть потока горючего, в результате чего в нем образуется генераторный газ с очень большим избытком окислителя (кислорода). При этом температура генераторного газа на входе в турбину составляет несколько сотен градусов, а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания, составляющее десятки и более атмосфер. Особенно эта проблема характерна для ЖРД тягой менее 5 тс, когда из-за масштабного эффекта КПД турбонасосов уменьшается и требуется существенное повышение температуры генераторного газа для обеспечения приемлемых давлений в камере сгорания. При указанных значениях температуры и давления и очень большом избытке кислорода (массовое соотношение окислителя и горючего
>10) генераторный газ обладает крайне высокой химической активностью по отношению к материалу турбины, что может вызвать ее возгорание с последующим взрывом турбонасоса. Происходит также снижение ресурса работы турбины вследствие повышенного износа ее элементов. Также может произойти выход из строя уплотнения валов турбонасосов и горючего турбины, что приведет к аварии ЖРД. Надежность данной схемы ЖРД может быть повышена за счет снижения (в 
2 раза) давления в камере сгорания. Однако это связано со значительным увеличением габаритов камеры сгорания, что неприемлемо ввиду жестких ограничений по габаритам для космических аппаратов. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, связанные с турбиной и соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, и газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика". Энциклопедия. /Под ред. В.П.Глушко. -М.: Сов энциклопедия, 1985, с. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива (жидкий кислород и керосин) после турбонасосов поступает в камеру сгорания, а небольшая часть этих компонентов поступает в газогенератор (открытая схема ЖРД). В этом случае, поскольку в газогенератор вводится лишь часть окислителя, несколько снижается химическая активность генераторного газа. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в окружающую среду. Это позволяет улучшить условия работы турбины и повысить эксплуатационную надежность двигателя. Недостатком данного ЖРД является то, что сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, а с большим избытком или недостатком окислителя. Это обусловлено тем, что для обеспечения термостойкости лопаток турбины необходимо поддерживать температуру генераторного газа значительно более низкой, чем температура в камере сгорания ЖРД. В результате этого химическая энергия поступающего в газогенератор топлива используется не полностью, что снижает экономичность ЖРД. Кроме того, при окислительном режиме в газогенераторе большой избыток кислорода обуславливает высокую химическую активность генераторного газа, вызывающую повышенный износ элементов турбины. При восстановительном режиме с большим недостатком окислителя ( Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе и снижения потерь при выхлопе генераторного газа. Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, в соответствии с изобретением снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, при этом выход первой турбины соединен с входом второй турбины, выход которой соединен с закритической частью сопла камеры сгорания. Выполнение в газогенераторе рубашки охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, позволяет сжигать топливо при оптимальном соотношении компонентов, поскольку в этом случае рубашка охлаждения обеспечивает снижение температуры генераторного газа до величины, исключающей его термическое воздействие на лопатки первой турбины, связанной с турбонасосом горючего. При этом повышается экономичность ЖРД за счет значительного повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе. Наличие второй турбины, установленной за первой турбиной по потоку генераторного газа, позволяет обеспечить индивидуальный привод турбонасоса криогенного окислителя. При этом ЖРД содержит самостоятельный турбонасосный агрегат (ТНА) подачи окислителя и ТНА подачи горючего, что существенно облегчает компоновку ЖРД и позволяет снизить потери при его работе. В частности, обеспечивается возможность установки ТНА окислителя на баке криогенного окислителя, что позволяет сократить длину магистрали криогенного окислителя и убрать бустерный насос. Установка второй турбины за первой турбиной, связанной с газогенератором, обеспечивает значительное снижение температуры генераторного газа, поступающего в ТНА окислителя, что позволяет уменьшить энергозатраты при захолаживании насоса криогенного окислителя перед запуском ТНА. Подключение выхода второй турбины к закритической части сопла повышает экономичность работы ЖРД за счет возможности дальнейшего расширения и увеличения скорости отработанного генераторного газа на выходе из сопла. Конструкция предложенного жидкостного ракетного двигателя представлена на прилагаемом чертеже. ЖРД содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, имеющую тракт охлаждения 4 и кольцевой коллектор 5, установленный в закритической части сопла 3. К смесительной головке 2 камеры сгорания подключены расходная магистраль окислителя 6, связанная через турбонасос окислителя 7 с баком криогенного окислителя (не показан), и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 с баком углеводородного горючего (не показан). Магистраль горючего 8 подключена к смесительной головке 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос 9 имеет приводную турбину 10, подключенную к газогенератору 11, вход которого линиями 12 и 13 соединен с расходными магистралями окислителя 6 и горючего 8. ЖРД снабжен также второй турбиной 14, связанной с турбонасосом окислителя 7, а газогенератор 11 имеет рубашку охлаждения 15, включенную в расходную магистраль горючего 8 между турбонасосом 9 и камерой сгорания 1. При этом турбонасос 7 с турбиной 14 составляют турбонасосный агрегат (ТНА) окислителя, а турбонасос 9 с турбиной 10 составляют ТНА горючего. Выход турбины 10 линией 16 соединен с входом второй турбины 14, выход которой линией 17 подключен к кольцевому коллектору 5, установленному на сопле 3 камеры сгорания. В расходных магистралях окислителя 6 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 18 и 19, а на линиях 12 и 13 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 20 и 21. При работе ЖРД криогенный окислитель и углеводородное горючее подаются турбонасосными агрегатами в камеру сгорания 1 по магистралям 6 и 8. Одновременно небольшая часть окислителя и горючего по линиям 12 и 13 подводится в газогенератор 11, где сжигается при оптимальном соотношении компонентов, а высокотемпературные продукты сгорания охлаждаются основным потоком горючего, подводимым в рубашку охлаждения 15 газогенератора по расходной магистрали 8. Образующийся генераторный газ поступает на привод турбины 10 турбонасоса горючего 9, после которой частично отработанный газ по линии 16 поступает на привод турбины 14 турбонасоса окислителя 7. Отработанный генераторный газ через кольцевой коллектор 5 вводится в закритическую часть сопла 3, где разгоняется основным потоком продуктов сгорания до скорости основного потока. Таким образом, в предлагаемом ЖРД обеспечивается работа турбонасосных агрегатов (ТНА) подачи окислителя и горючего при максимальном использовании химической энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, что повышает экономичность работы двигателя. Подача основного потока углеводородного горючего в рубашку охлаждения газогенератора позволяет снизить температуру генераторного газа и исключить его термическое воздействие на лопатки турбины. Введение отработанного генераторного газа в закритическую часть сопла камеры сгорания позволяет на 50% снизить потери по сравнению с выбросом этого газа через специальный выхлопной патрубок турбины. Согласно проведенным расчетам и проектным проработкам, использование предложенного ЖРД в разгонном ракетном блоке космического аппарата, имеющего массу полезного груза порядка 2000 кг, обеспечивает экономию 100 кг топлива за счет снижения потерь на привод турбонасосных агрегатов подачи жидкого кислорода и углеводородного горючего. Одновременно с экономией топлива на 100 кг увеличивается масса полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.Формула изобретения
Жидкостный ракетный двигатель на жидком кислороде и углеводородном горючем, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос жидкого кислорода и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, отличающийся тем, что он снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, камера сгорания имеет тракт охлаждения, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, вход которой подключен к основной расходной магистрали горючего, а выход подключен к смесительной головке через тракт охлаждения камеры сгорания.РИСУНКИ
Рисунок 1www.findpatent.ru
Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности ЖРД тягой менее 5 тс для разгонных блоков ракет-носителей и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее. Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасосы окислителя и горючего с расходными магистралями этих компонентов, связанные с приводной турбиной, и газогенератор, при этом расходная магистраль одного из компонентов топлива подключена к камере сгорания и связана параллельной линией с входом газогенератора, к которому подключена расходная магистраль второго компонента, а выход газогенератора соединен с входом турбины, выход которой подключен к камере сгорания (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /Под ред. В.М.Кудрявцева. -М: Высшая школа, 1983, с. 11, рис. 1.6). При использовании известного ЖРД в космических аппаратах или последних ступенях ракет-носителей в этом ЖРД используется криогенное топливо - жидкий кислород (окислитель) и углеводородное горючее. В газогенераторе поступает весь окислитель и часть потока горючего, в результате чего в нем образуется генераторный газ с очень большим избытком окислителя (кислорода). При этом температура генераторного газа на входе в турбину составляет несколько сотен градусов, а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания, составляющее десятки и более атмосфер. Особенно эта проблема характерна для ЖРД тягой менее 5 тс, когда из-за масштабного эффекта КПД турбонасосов уменьшается и требуется существенное повышение температуры генераторного газа для обеспечения приемлемых давлений в камере сгорания. При указанных значениях температуры и давления и очень большом избытке кислорода (массовое соотношение окислителя и горючего α>10) генераторный газ обладает крайне высокой химической активностью по отношению к материалу турбины, что может вызвать ее возгорание с последующим взрывом турбонасоса. Происходит также снижение ресурса работы турбины вследствие повышенного износа ее элементов. Также может произойти выход из строя уплотнения валов турбонасосов и горючего турбины, что приведет к аварии ЖРД. Надежность данной схемы ЖРД может быть повышена за счет снижения (в ≈2 раза) давления в камере сгорания. Однако это связано со значительным увеличением габаритов камеры сгорания, что неприемлемо ввиду жестких ограничений по габаритам для космических аппаратов. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, связанные с турбиной и соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, и газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика". Энциклопедия. /Под ред. В.П.Глушко. -М.: Сов энциклопедия, 1985, с. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива (жидкий кислород и керосин) после турбонасосов поступает в камеру сгорания, а небольшая часть этих компонентов поступает в газогенератор (открытая схема ЖРД). В этом случае, поскольку в газогенератор вводится лишь часть окислителя, несколько снижается химическая активность генераторного газа. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в окружающую среду. Это позволяет улучшить условия работы турбины и повысить эксплуатационную надежность двигателя. Недостатком данного ЖРД является то, что сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, а с большим избытком или недостатком окислителя. Это обусловлено тем, что для обеспечения термостойкости лопаток турбины необходимо поддерживать температуру генераторного газа значительно более низкой, чем температура в камере сгорания ЖРД. В результате этого химическая энергия поступающего в газогенератор топлива используется не полностью, что снижает экономичность ЖРД. Кроме того, при окислительном режиме в газогенераторе большой избыток кислорода обуславливает высокую химическую активность генераторного газа, вызывающую повышенный износ элементов турбины. При восстановительном режиме с большим недостатком окислителя (α Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе и снижения потерь при выхлопе генераторного газа. Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, в соответствии с изобретением снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, при этом выход первой турбины соединен с входом второй турбины, выход которой соединен с закритической частью сопла камеры сгорания. Выполнение в газогенераторе рубашки охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, позволяет сжигать топливо при оптимальном соотношении компонентов, поскольку в этом случае рубашка охлаждения обеспечивает снижение температуры генераторного газа до величины, исключающей его термическое воздействие на лопатки первой турбины, связанной с турбонасосом горючего. При этом повышается экономичность ЖРД за счет значительного повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе. Наличие второй турбины, установленной за первой турбиной по потоку генераторного газа, позволяет обеспечить индивидуальный привод турбонасоса криогенного окислителя. При этом ЖРД содержит самостоятельный турбонасосный агрегат (ТНА) подачи окислителя и ТНА подачи горючего, что существенно облегчает компоновку ЖРД и позволяет снизить потери при его работе. В частности, обеспечивается возможность установки ТНА окислителя на баке криогенного окислителя, что позволяет сократить длину магистрали криогенного окислителя и убрать бустерный насос. Установка второй турбины за первой турбиной, связанной с газогенератором, обеспечивает значительное снижение температуры генераторного газа, поступающего в ТНА окислителя, что позволяет уменьшить энергозатраты при захолаживании насоса криогенного окислителя перед запуском ТНА. Подключение выхода второй турбины к закритической части сопла повышает экономичность работы ЖРД за счет возможности дальнейшего расширения и увеличения скорости отработанного генераторного газа на выходе из сопла. Конструкция предложенного жидкостного ракетного двигателя представлена на прилагаемом чертеже. ЖРД содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, имеющую тракт охлаждения 4 и кольцевой коллектор 5, установленный в закритической части сопла 3. К смесительной головке 2 камеры сгорания подключены расходная магистраль окислителя 6, связанная через турбонасос окислителя 7 с баком криогенного окислителя (не показан), и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 с баком углеводородного горючего (не показан). Магистраль горючего 8 подключена к смесительной головке 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос 9 имеет приводную турбину 10, подключенную к газогенератору 11, вход которого линиями 12 и 13 соединен с расходными магистралями окислителя 6 и горючего 8. ЖРД снабжен также второй турбиной 14, связанной с турбонасосом окислителя 7, а газогенератор 11 имеет рубашку охлаждения 15, включенную в расходную магистраль горючего 8 между турбонасосом 9 и камерой сгорания 1. При этом турбонасос 7 с турбиной 14 составляют турбонасосный агрегат (ТНА) окислителя, а турбонасос 9 с турбиной 10 составляют ТНА горючего. Выход турбины 10 линией 16 соединен с входом второй турбины 14, выход которой линией 17 подключен к кольцевому коллектору 5, установленному на сопле 3 камеры сгорания. В расходных магистралях окислителя 6 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 18 и 19, а на линиях 12 и 13 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 20 и 21. При работе ЖРД криогенный окислитель и углеводородное горючее подаются турбонасосными агрегатами в камеру сгорания 1 по магистралям 6 и 8. Одновременно небольшая часть окислителя и горючего по линиям 12 и 13 подводится в газогенератор 11, где сжигается при оптимальном соотношении компонентов, а высокотемпературные продукты сгорания охлаждаются основным потоком горючего, подводимым в рубашку охлаждения 15 газогенератора по расходной магистрали 8. Образующийся генераторный газ поступает на привод турбины 10 турбонасоса горючего 9, после которой частично отработанный газ по линии 16 поступает на привод турбины 14 турбонасоса окислителя 7. Отработанный генераторный газ через кольцевой коллектор 5 вводится в закритическую часть сопла 3, где разгоняется основным потоком продуктов сгорания до скорости основного потока. Таким образом, в предлагаемом ЖРД обеспечивается работа турбонасосных агрегатов (ТНА) подачи окислителя и горючего при максимальном использовании химической энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, что повышает экономичность работы двигателя. Подача основного потока углеводородного горючего в рубашку охлаждения газогенератора позволяет снизить температуру генераторного газа и исключить его термическое воздействие на лопатки турбины. Введение отработанного генераторного газа в закритическую часть сопла камеры сгорания позволяет на 50% снизить потери по сравнению с выбросом этого газа через специальный выхлопной патрубок турбины. Согласно проведенным расчетам и проектным проработкам, использование предложенного ЖРД в разгонном ракетном блоке космического аппарата, имеющего массу полезного груза порядка 2000 кг, обеспечивает экономию ≈100 кг топлива за счет снижения потерь на привод турбонасосных агрегатов подачи жидкого кислорода и углеводородного горючего. Одновременно с экономией топлива на 100 кг увеличивается масса полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
Жидкостный ракетный двигатель на жидком кислороде и углеводородном горючем, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос жидкого кислорода и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, отличающийся тем, что он снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, камера сгорания имеет тракт охлаждения, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, вход которой подключен к основной расходной магистрали горючего, а выход подключен к смесительной головке через тракт охлаждения камеры сгорания.bankpatentov.ru
ТОПЛИВО ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ XXI ВЕКА
Бортовой пульт криогенных систем самолета Ту-156 (макет).
В летающей лаборатории Ту-155 впервые был установлен авиационный двигатель, работающий на жидководородном топливе.
Строящийся самолет Ту-156 для перевозки коммерческих грузов с тремя криогенными двигателя ми НК-89, работающими на сжиженном природном газе.
Аэродромный комплекс заправки самолетов сжиженным природным газом.
‹
›
В конце только что ушедшего ХХ века нефтяное топливо уступило первенство газовому. Доля нефти в мировой энергетике снизилась до 35 процентов, а доля газа превысила 50-процентный рубеж. По современным представлениям геологов, потенциальные запасы газа на планете в десятки раз превосходят запасы угля и нефти, вместе взятые. В России, занимающей первое место в мире по разведанным запасам природного газа, на газовую энергетику приходится более 52 процентов всей производимой энергии.
Природный газ давно стал распространенным автомобильным топливом. Сегодня ученые думают об использовании его на речном, морском и железнодорожном транспорте. Вплотную занялись этой проблемой и авиастроите ли.
В середине 1980-х годов у специалистов ОАО "Туполев" появилась возможность создать самолет, работающий на сжиженном газовом топливе. Его еще называют криогенным (kryos - холод, genes - рожденный). На базе пассажирского лайнера Ту-154 они построили летающую лабораторию Ту-155 (см. "Наука и жизнь" № 1, 1989 г.). В качестве авиационного топлива был использован жидкий водород. Это почти идеальное экологически чистое топливо выделяет при сгорании в основном воду и незначительное количество окислов азота. По теплотворной способности водород втрое превосходит традиционный авиационный керосин.
Были и другие аргументы в пользу этого выбора. Полным ходом шла работа над созданием космического корабля многоразового использования "Буран". (Он совершил свой первый и единственный полет 15 ноября 1988 года.) Топливной парой одной из ступеней ракеты-носителя космического челнока служили жидкие кислород и водород. В СССР уже были разработаны технологии и оборудование для производства и хранения водородного компонента. Предполагалось, что производство поставят на промышленную основу, и с топливом не будет проблем.
В то же время водород взрывоопасен, хранить и транспортировать его можно только в жидком состоянии при очень низких температурах, близких к абсолютному нулю (минус 273оС). И это представляет очень серьезную проблему.
Проектировщикам летающей лаборатории пришлось существенно изменить компоновку самолета и решить целый ряд сложнейших технических задач. В хвостовой части фюзеляжа, где был пассажирский салон, оборудовали герметичный отсек и установили в нем криогенный бак на 20 мз жидкого водорода с экранно-вакуумной теплоизоляцией, которая долгое время сохраняет в баке температуру ниже минус 253оС. Правый двигатель самолета заменили модифицированным НК-88, работающим на жидководородном топливе. Для его подачи вместо привычного насоса установили высоконапорный турбонасосный агрегат, наподобие тех, что используются в ракетных двигателях.
Чтобы обеспечить надежную взрыво- и пожаробезопасность самолета, из отсека с криогенным баком убрали почти всю электропроводку - источник возможного образования искры. Спроектировали и смонтировали дренажную систему, которая отводит из бака пары водорода на безопасное расстояние от двигателей и источников электричества. Всего было сконструировано более 30 дополнительных бортовых систем.
Переоборудованный таким образом Ту-155 впервые поднялся в воздух 15 апреля 1988 года. Его пилотировал летчик-испытатель В. А. Севанькаев. Но довольно скоро работа над силовой установкой на жидком водороде была остановле на. Разработчики переключились на более удобный в эксплуатации сжиженный природный газ (СПГ) - самое чистое и дешевое ископаемое топливо. Как и водород, СПГ значительно меньше загрязняет окружающую среду, его теплотворная способность на 15 процентов выше, чем у авиационного керосина. Да и хранить СПГ в жидком виде гораздо проще (температура может быть около минус 160оС, что почти на 100 градусов выше, чем при хранении водорода).
Летающую лабораторию оснастили криогенным двигателем, работающим на СПГ, в январе 1989 года. Первые же полеты показали, что по сравнению с керосином удельный расход топлива снижается примерно на 15 процентов, а экономичность воздушного лайнера существенно возрастает, поскольку себе-стоимость СПГ в несколько раз ниже, чем керосина.
Экспериментальные полеты Ту-155 дали бесценный опыт для дальнейшего усовершенствования авиационных криогенных топливных систем. Сейчас создается новый самолет на криогенном топливе - Ту-156, предназначенный не для испытаний, а для коммерческой эксплуатации. У этой машины уже появился потенциальный заказчик. Его собирается использовать на региональных авиалиниях Газпром.
В отличие от своего предшественника (серийного самолета Ту-154М), Ту-156 оснащается тремя двигателями НК-89 с раздельными топливными системами (одна штатная - для керосина, другая - криогенная - для СПГ). Как и НК-88, новый двигатель оборудован турбонасосным агрегатом, его приводит в действие воздух, который поступает из компрессора турбореактивного двигателя. За турбиной находится теплообменник. В нем жидкий газ нагревается, переходит в газообразное состояние и поступает в камеру сгорания двигателя, где установлены газовые и керосиновые форсунки. Все криогенные краны и клапаны снабжены электроприводами. На криогенных баках и трубопроводах установлена аппаратура для измерения количества и уровня топлива, его температуры и давления. На правом и левом бортах смонтированы заправочный и дренажный штуцеры. Время полной заправки самолета - всего 30 минут.
Проектировщики Ту-156 рассмотрели множество вариантов размещения топливного бака (под крылом, на фюзеляже, в других местах) и выбрали тот, при котором не нарушается аэродинамика, сохраняются устойчивость и управляемость машины. Основной криогенный бак емкостью 13 тонн, диаметром больше 3 м и длиной почти 5,5 м разместили на месте заднего пассажирского салона, а центровочный (на 3,8 тонны) - в переднем багажном отделении под полом кабины пилотов. Основную же часть пассажирского салона превратили в грузовой отсек.
Топливные баки для СПГ изготовили из алюминиевого сплава и покрыли теплоизоляцией из пенополиуре тана толщиной около 50 мм. Такие баки не только сохраняют низкую температуру (минус 162оС), но и выдерживают избыточное давление до 0,2 МПа. Как и в летающей лаборатории, криогенные баки Ту-156 оборудуются дренажной системой, сбрасывающей пары метана в нештатных и аварийных ситуациях. При нормальной работе давление паров не превышает допустимое.
Проблема особой важности - взрыво- и пожаробезопасность. На воздушных судах, работающих на СПГ, она имеет свою специфику. Если нарушается герметичность топливной системы самолета, заправленного традиционным горючим - керосином, он, как слабоиспаряющаяся жидкость, заполняет сравнительно малый объем, и хотя обнаружить утечку очень трудно, опасность пожара или взрыва не столь велика. На самолетах, работающих на СПГ, все гораздо серьезнее. В случае утечки газа из топливной системы он быстро заполняет отсеки планера. Чтобы избежать возможного воспламенения метана, из них убирают все искрообразующее электрооборудование и устанавливают газоаналитические датчики, сигнализирующие об аварийной ситуации. Кроме этого в отсеках предусмотрена принудительная вентиляция.
При таком компоновочном решении грузоподъемность Ту-156 снизилась с 18,8 тонны (у базового Ту-154С) до 14 тонн. Но конструкторы не исключают и другие, более экономически выгодные решения. Дальность перевозки груза, по расчетам, будет не меньше 2600 км при работе на СПГ, а на СПГ и керосине - 3200 км. Благодаря двум раздельным топливным системам (для керосина и СПГ) Ту-156 сможет заправиться газом, совершить полет в аэропорт, где пока нет оборудования для его производства и хранения, и улететь оттуда на керосине. В нештатной ситуации перейти с одного вида топлива на другой можно всего за 5 секунд. Эти преимущества повышают безопасность полетов и делают авиалайнеры на СПГ более мобильными.
Еще три года назад Самарский авиационный завод должен был выпустить три самолета Ту-156, провести их сертификацию и начать опытную эксплуатацию. Из-за нехватки средств машины эти до сих пор не построены. Между тем именно на них предстоит отработать не только проектно-конструкторские решения, но и технологию эксплуатации и обслуживания самолетов на криогенном топливе. Завершение этих работ даст толчок к началу более широкого применения сжиженного природного газа в авиации. Но уже сейчас разрабатываются модификации современных самолетов, которые смогут летать на СПГ, в их числе пассажирский лайнер нового поколения Ту-204.
Чтобы полеты самолетов на СПГ стали регулярными, нужно создавать в аэропортах наземную инфраструктуру. Это прежде всего установки для сжижения газа и газозаправочное оборудование. А поскольку большинство аэропортов располагается вблизи магистральных газопроводов, где газ находится под высоким давлением, нужны также газоперекачивающие и газораспределительные станции. Сейчас ведутся работы по переводу СПГ в жидкое состояние без затрат дополнительной энергии.
В марте прошлого года коллективы ОАО "Туполев", СНТК имени Н. Д. Кузнецова и их смежники за вклад в развитие криогенной авиационной техники получили специальную правительственную премию. Сейчас работы идут в рамках финансируемой Федеральной программы "Развитие криогенной аэрокосмической и другой транспортной техники". Если ее удастся реализовать, решится проблема нехватки в стране авиационного топлива и, что очень важно, снизится стоимость авиаперевозок. Наконец, криогенные технологии начнут использовать не только в аэрокосмической, но и в других отраслях.
www.nkj.ru
