Проектирование системы охлаждения многоразового жидкостного ракетного двигателя на трёхкомпонентном топливе

В настоящее время в области двигателестроения весьма перспективной задачей является разработка трехкомпонентных двигательных установок (ДУ). Особый интерес представляют жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), работающие на начальном участке выведения ракетыносителя (РН) на паре топлива жидкий кислород + керосин и на высотных участках выведения с использованием криогенного топлива (жидкий кислород + жидкий водород). ЖРД, использующие трехкомпонентное топливо, имеют высокий уровень давлений в камере сгорания (КС) (до 30 МПа) и температур (до 4000 К). В связи с этим возникают вопросы, связанные с надежным охлаждением таких двигателей, а также обеспечение минимальных гидравлических потерь жидкости в тракте охлаждения в целях дальнейшего использования хладагента в качестве рабочего тела для привода турбины бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). Объектом исследования является двухрежимный однокамерный трехкомпонентный ЖРД, выполненный по закрытой схеме с дожиганием генераторного газа. Окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин марки РГ-1 и жидкий водород. Охлаждение камеры - комбинированное, состоит из регенеративного проточного и внутреннего. Тракт регенеративного охлаждения образован с помощью продольных фрезерованных ребер. В качестве охладителя двигателя используется сверхкритический водород. Внутреннее охлаждение включает в себя танталовое покрытие, нанесенное на огневую стенку камеры в районе критического сечения. В данной статье исследуются проблемы организации системы охлаждения (СО) и реализация эффективного теплосъема с огневой стенки трехкомпонентного ЖРД. На основании существующих систем охлаждения ЖРД в работе предложены оптимальные схемные решения и мероприятия, позволяющие снять тепловую нагрузку в наиболее напряженных местах. Разработана математическая модель для расчета СО трехкомпонентного ЖРД. Приведены результаты проектного расчета охлаждения по нескольким расчетным методикам.