трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель. Трехкомпонентный ракетный двигатель


ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим на трех компонентах топлива; окислителе и двух горючих, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен, и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Наиболее оптимальным вариантом является использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего - углеводородного - керосина, второго горючего - жидкого водорода.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.

Известен: ЖРД по патенту РФ №2302547, МПК F02K 9/48, опубл. 10.07.2007 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.

Недостатки этой конструкции следующие:

1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200-250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины.

2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.

3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.

4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.

Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требует иметь мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).

Известен трехкомпонентный ЖРД по пат. США №4771600, кл. 60-256, опубл. 1988 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, имеющим регенеративное охлаждение при помощи водорода, и три турбонасосных агрегата, работающих на газифицированном водороде, подогретом в системе регенерации сопла.

Недостаток - относительно низкий энергетический потенциал газифицированного водорода для привода трех основных турбин трех ТНА: окислителя, первого горючего и ТНА второго горючего. ЖРД, спроектированные по такой схеме, могут обеспечить создание давления в камере сгорания не более 120 кгс/см2.

Этот недостаток частично устранен в трехкомпонентном ЖРД по пат. РФ 2065985, МПК F02R 9/26, опубл. 27.08.1996 г., прототип.

Этот трехкомпонентный ЖРД содержит камеру сгорания с регенеративным охлаждением вторым горючим (преимущественно водородом) и один общий трехкомпонентный газогенератор, работающий на окислителе, первом и втором горючем, ЖРД на определенном этапе переключается в режим работы на окислителе и втором (водороде) горючем.

Эта схема ЖРД обеспечивает работу камеры сгорания при 200…300 кгс/см2. Дальнейшее форсирование ЖРД по давлению в камере сгорания, например до 800…1000 кгс/см2, невозможно, и, кроме того, двигатель, изготовленный по такой схеме, будет иметь значительный вес из-за большого диаметра трубопроводов и клапанов, разводящих газогенераторный газ на три основные турбины. Кроме того, режим запуска и переключения двигателя с трех на два компонента будут проходить весьма длительно и неопределенно из-за влияния многих факторов, в первую очередь температуры компонентов ракетного топлива.

Этот двигатель имеет ряд недостатков, обусловленных несовершенством пневмогидравлической схемы:

1. ЖРД может работать только в двух режимах: на первом и втором горючем и на втором горючем. Работать только на первом горючем ЖРД не может, так как система регенеративного охлаждения ЖРД спроектирована только для охлаждения вторым горючим (водородом). Переключение охлаждения на первое (углеводородное горючее) невозможно по двум причинам: охлаждение первым горючим будет малоэффективным из-за низких скоростей первого горючего в системе регенеративного охлаждения, спроектированной для работы на втором, имеющем меньшую плотность горючем, и при переключении сопло камеры сгорания останется без охлаждения.

2. Этот ЖРД должен иметь значительно переразмеренный турбонасосный агрегат второго горючего, способный кратковременно увеличить расход второго горючего в 2..3 раза (возможно и желательно более чем в 5…10 раз) при переключении режима работы ЖРД.

3. Невозможно создать ЖРД с давлением в камере сгорания более 250 кгс/м2. по следующим причинам. При увеличении расхода второго горючего через систему регенеративного охлаждения сопла в 2 раза гидравлическое сопротивление системы регенеративного охлаждения возрастет в 4 раза, а при увеличении в 3 раза - в 9 раз, в итоге, при исходном гидравлическом сопротивлении регенеративной системы охлаждения 50 кгс/см2 потери давления второго горючего только в системе охлаждения достигнут 450 кгс/см2 и более, что значительно снизит реальное давление в камере сгорания. Даже если удастся спроектировать насос второго горючего на давление на выходе в 900…1000 кгс/см2, не удастся спроектировать ЖРД с давлением в камере сгорания более 300 кгс/см2.

Задачей создания изобретения является значительное улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение экономических затрат на запуск ракет.

Решение указанных задач достигнуто в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, три турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего, содержащий, в свою очередь, каждый основную турбину, насосы, газогенератор окислителя, отличающемся тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосные агрегат окислителя, первого горючего и второй турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своим турбонасосным агрегатом. Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата первого горючего соединен с третьим верхним коллектором, выход из насоса второго горючего соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные, электрическими связями с бортовым компьютером. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенных электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты могут быть установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания, разнесены на 90°, и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны любых двух из них. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса.

На камере сгорания может быть выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги. Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего может быть выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенераторов первого горючего и второго горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Все ТНА закреплены на сопле камеры сгорания.

Крепление всех ТНА может быть выполнено при помощи тяг с шарнирами. Крепление всех ТНА может быть выполнено к расширяющейся части сопла. Крепление всех ТНА может быть выполнено к критической части сопла.

Крепление всех ТНА может быть выполнено парами тяг.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…14, где

- на фиг.1 приведена схема ЖРД,

- на фиг.2 приведена конструкция камеры сгорания,

- на фиг.3 приведен ТНА окислителя,

- на фиг.4 приведен ТНА первого горючего,

- на фиг.5 приведен ТНА второго горючего,

- на фиг.6 приведен второй ТНА второго горючего,

- на фиг.7 приведена схема коммутации запальных устройств,

- на фиг.8 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,

- на фиг.9 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,

- на фиг.10 приведена электрическая схема ЖРД,

- на фиг.11 приведена схема ЖРД, допускающего многократное включение на втором горючем,

- на фиг.12 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,

- на фиг.13 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,

- на фиг.14 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг.

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…14) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат первого горючего 4 и турбонасосный агрегат второго горючего 5 и второй турбонасосный агрегат второго горючего 6.

Камера сгорания 1 (фиг.1 и 2) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8 и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора - соответственно первый 12 и второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки: внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11. Внутри камеры сгорания 1 (фиг.2) выполнены верхняя плита 18, средняя плита 19 и внутренняя плита 20 с зазорами (полостью) между ними 21 и 22. Выше верхней плиты 18 выполнена полость 23. Полость 21 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 22 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 24 и форсунки первого горючего 25 и форсунки второго горючего 26. Форсунки окислителя 24 сообщают полость 23 с внутренней полостью 27 камеры сгорания 1. Форсунки первого горючего 25 сообщают полость 21 с внутренней полостью 27, форсунки второго горючего 26 сообщают полость 22 с внутренней полостью 27. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 28. а к ней присоединен газовод 29.

На газоводе 29 на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 30. Центральный шарнир 30 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 30 закреплен на силовой раме 31, которая установлена внутри корпуса ракеты 32. Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 33. В качестве привода 33 может быть использован гидроцилиндр 34, который с одной стороны закреплен при помощи шарнира 35 на силовой раме 31, а с другой - при помощи шарнира 36 на силовом кольце 37. Силовое кольцо 37 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К первому верхнему коллектору 12 присоединен трубопровод 38, имеющий клапан 39, другой конец трубопровода 38 соединен с ТНА первого горючего 4. Второй коллектор 13 соединен с трубопроводом 40, а другой конец трубопровода 40 соединен с ТНА второго горючего 5. Третий верхний коллектор 14 также трубопроводом 42 соединен с ТНА второго горючего 5.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.3) содержит основную турбину 43, насос окислителя 44, дополнительный насос окислителя 45, пусковую турбину 46, к которой присоединена выхлопная труба 47, вал 48, на котором установлен датчик частоты вращения 49. Соосно с ТНА окислителя 3 между основной турбиной 45 и насосом окислителя 44 установлен и закреплен газогенератор окислителя 50. Выход из основной турбины 43 газоводом 29 соединен с головкой 7 камеры сгорания 1. Газовод 29 может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами радиусом r для минимизации потерь давления «кислого» газа (продуктов сгорания с избытком окислителя). Газогенератор окислителя 50 (фиг.3) содержит боковую стенку 51, выполненную из двух оболочек: внутренней 52 и внешней 53 с зазором 54 между ними. На боковой стенке 51 выполнен коллектор 55, полость которого сообщается с зазором 54. Газогенератор окислителя 50 содержит головку 56 с полостью 57 и форсунки окислителя и первого горючего, соответственно, 58 и 59. Форсунки окислителя 58 сообщают полость 57 с внутренней полостью 60, а форсунки первого горючего 59 сообщают полость 61, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 50 над его головкой 56 и соединена с зазором 55 с внутренней полостью 60. Между газогенератором окислителя 50 и валом 48 установлена теплоизоляция. 62. Газогенератор окислителя 50 имеет запальное устройство 63. К газогенератору окислителя 50, конкретно к полости 57 внутри головки 56 присоединен трубопровод окислителя 64, содержащий клапан 65. Другой конец трубопровода окислителя 64 соединен с выходом из насоса окислителя 44. К газогенератору окислителя 50, конкретно к коллектору 55 присоединен трубопровод высокого давления первого горючего 66, содержащий регулятор расхода горючего 67 с приводом 68 и клапан высокого давления горючего 69 другой подсоединен к турбонасосному агрегату второго горючего 5. Выход из насоса окислителя 44 трубопроводом 70, содержащим дроссельную шайбу 71, соединен с входом в дополнительный насос окислителя 45. Выход из дополнительного насоса окислителя 45 трубопроводом 72, содержащим регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75, соединен с ТНА первого горючего 4 (фиг.3 и 4).

Турбонасосный агрегат первого горючего 4 (фиг.1 и 4) содержит вторую основную турбину 76, насос первого горючего 77, вторую пусковую турбину 78, к которой присоединена выхлопная труба 79. На валу 80 установлен датчик частоты вращения 81. Соосно с ТНА первого горючего 4 установлен и закреплен газогенератор первого горючего 82. Газогенератор первого горючего 82 (фиг.4) содержит боковую стенку 83, выполненную из двух оболочек: внутренней 84 и внешней 85 с зазором 86 между ними. На боковой стенке 83 выполнен коллектор 87. Газогенератор первого горючего 82 содержит головку 88 с полостью 89 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 90 и 91 соответственно и полость 92 между ними, а также форсунки окислителя и первого горючего, соответственно, 93 и 94. Форсунки окислителя 93 сообщают полость 89 с внутренней полостью 95, а форсунки первого горючего 94 сообщают полость 92, которая соединена с зазором 86 с внутренней полостью 95. Газогенератор первого горючего 82 имеет запальное устройство 96. К газогенератору первого горючего 82, конкретно к полости 89 внутри головки 88 присоединен трубопровод 72, содержащий регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75. Другой конец трубопровода 72 соединен с дополнительным насосом окислителя 45 (фиг.3). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 97 соединен с коллектором 87, а другой конец трубопровода первого горючего 97 соединен с выходом из насоса первого горючего 77 (фиг.4). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 64, содержащим регулятор расхода первого горючего 67 с приводом 68 и клапан 65, соединен с коллектором 55 (фиг.3 и 4). Также выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом 98, содержащим клапан 99, соединен с нижним коллектором 11 камеры сгорания 1. К трубопроводу 98 за клапаном 99 по потоку, т.е. между клапаном 99 и нижним коллектором 11 присоединен продувочный трубопровод 100 с продувочным клапаном 101, другой конец продувочного трубопровода 100 соединен с баллоном инертного газа 102. К входу во вторую пусковую турбину 78 присоединен трубопровод 103.

Турбонасосный агрегат второго горючего 5 (фиг.5) содержит третью основную турбину 104, содержащую в свою очередь входной корпус 105 с полостью 106, выходной корпус 107 с полостью 108, сопловой аппарат 109, рабочее колесо 110. Кроме того, ТНА второго горючего 5 содержит насос второго горючего 111, вторую пусковую турбину 112 с входным корпусом 113 с полостью 114, выходной корпус 115 с полостью 116, сопловой аппарат 117 и рабочее колесо 118. На валу 120 этого ТНА установлен датчик частоты вращения 120. Ко второй пусковой турбине 112 присоединена выхлопная труба 121.

Насос второго горючего 111 трубопроводом 98, содержащим клапан 99, соединен с нижним коллектором 11 камеры сгорания 1. Трубопровод 42 газифицированного горючего выполнен прямолинейным для минимизации потерь давления в нем. К входному корпусу 113 второй пусковой турбины присоединен трубопровод 103.

Второй турбонасосный агрегат второго горючего 6 (фиг.6) содержит четвертую основную турбину, содержащую в свою очередь входной корпус 123 с полостью 124, выходной корпус 125 с полостью 126, сопловой аппарат 127, рабочее колесо 128. Кроме того, второй ТНА второго горючего 6 содержит второй насос второго горючего 129, четвертую пусковую турбину 130 с входным корпусом 131 с полостью 132, выходной корпус 133 с полостью 134, сопловой аппарат 135 и рабочее колесо 136. На валу 137 этого ТНА установлен датчик частоты вращения 138. К четвертой пусковой турбине 130 присоединена выхлопная труба 139.

Второй ТНА второго горючего 6 также содержит конструктивно встроенный в него газогенератор второго горючего 140, который содержит, в свою очередь, боковую стенку 141, внутреннюю оболочку 142, внешнюю оболочку 143, зазором 144, коллектор 145, головку 146 с полостью 147, внешнюю плиту 148, внутреннюю плиту 149, полость 150 форсунки окислителя 151, форсунку первого горючего 152, внутреннюю полость 153 и запальное устройство 154.

К головке 146, конкретно к полости 147, присоединен трубопровод 155, содержащий клапан 156, регулятор расхода окислителя 157 с приводом 158, другой конец трубопровода 155 соединен с дополнительным насосом окислителя 45. К выходному корпусу 125, точнее к полости 126 присоединен трубопровод 159, содержащий клапан 160, другой конец трубопровода 160 соединен со вторым верхним коллектором 13 и предназначен для подвода продуктов неполного сгорания второго горючего при переключении ЖРД в режим работы только на втором горючем. Выход из второго насоса второго горючего 111 трубопроводом 161, содержащим клапан 162, соединен с коллектором 145.

Для ускорения и стабилизации процесса запуска второго ТНА второго горючего 6 предназначена четвертая пусковая турбина 130, которая работает на сжатом воздухе (газе), хранящемся в бортовом баллоне 163, который трубопроводом высокого давления 164, содержащим пусковой клапан 165, соединен с входным корпусом 131, точнее с полостью 132 четвертой пусковой турбины 130.

Для запуска предложенного ЖРД, если он установлен на первой ступени ракеты, целесообразно использовать наземную систему запуска, содержащую наземный баллон 166, наземный клапан 167, быстроразъемное соединение 168 и обратный клапан 169 (фиг.1 и 4). На ракете установлены ракетный клапан окислителя 170, ракетный клапан первого горючего 171, ракетный клапан второго горючего 172 и второй ракетный клапан второго горючего 173 (фиг.2, 5, 6 и 10).

На ЖРД установлен бортовой компьютер 174 (фиг.1 и 10), к которому электрическими связями 175 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также запальные устройства. К бортовому компьютеру 174 электрическими связями 175 (фиг.10) подключены:

- пусковые клапаны 69, 165 и 178,

- запальные устройства 28, 96 и 154,

- ракетные клапаны 170, 171, 172 и 173,

- клапаны 39, 41, 65, 75, привод 68 регулятора расхода горючего 67, клапан высокого давления горючего 69, второй клапан горючего 173,

- привод 68 регулятора расхода 67, привод 74 регулятора расхода окислителя 73, привод 158 регулятора расхода 157,

- датчики частоты вращения 49, 81, 120 и 138.

Возможен вариант исполнения ЖРД, допускающего многократное включение. В этом случае схема ЖРД (фиг.11 и 12) содержит дополнительно, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха 176 с дополнительным трубопроводом высокого давления 177 и дополнительный пусковой клапан 178.

Крепление всех THA 3…6 выполнено при помощи тяг 179…182 соответственно (фиг.12…14). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.12) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10), фиг.13, выполнен нижний силовой пояс 183, к которому крепятся при помощи шарниров тяги 179…182. К THA 3…6 тяги 179…182 крепятся при помощи шарниров 185. Возможно крепление всех THA при помощи пар тяг (фиг.14). Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.

РАБОТА ТРЕХКОМПОНЕНТНОГО ЖРД

1. Запуск ЖРД

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.

Открывают клапан 167, и сжатый воздух (газ) из внешнего баллона сжатого воздуха 166 по трубопроводу 103 поступает в первую, вторую пусковые турбины 46 и 78 и раскручивает валы 23 и 31. Датчики частоты вращения 49 и 81 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают первый клапан горючего 171, клапан окислителя 170, клапан высокого давления горючего 69, второй клапан горючего 173, клапан высокого давления окислителя. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 50 и 82. Потом с бортового компьютера 174 по линии связи 175 подают сигнал на коммутатор и он подает напряжение по силовому кабелю на запальные устройства 28, 63, 96, 154 первых групп. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторах 50 и 82, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором - с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 23, где воспламеняются при помощи запальных устройств 28. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2, и его температура повышается до 700…900°С в газогенераторе горючего 82, но уменьшается до 300…500°С во второй основной турбине 76.

2. Регулирование ЖРД

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют регулятором расхода горючего 67 и регулятором расхода окислителя 73 синхронно при помощи приводов 68 и 74, используя сигналы с компьютера 174, передаваемые по электрическим связям 175.

3. Переключение ЖРД на режим работы только на втором горючем (водороде) Переключение ЖРД в режим работы только на втором горючем (фиг.6) включает операции выключения ТНА первого горючего 4 и запуск второго ТНА второго горючего 6. По команде с бортового компьютера 174 подаются сигналы на закрытие клапанов 171, 173. Одновременно открывают клапаны 170 и 172, в результате окислитель и второе горючее поступают во второй ТНА второго горючего 6. Одновременно открывают пусковой клапан 165 и сжатый воздух (газ) из бортового баллона сжатого воздуха 163 по трубопроводу высокого давления 164 поступает в полость 132 входного корпуса 131 и далее на рабочее колесо 136 четвертой пусковой турбины 130. В результате вал 137 раскручивается и начинает работать второй насос второго горючего 129. Второе горючее по трубопроводу 161 через клапан 162 поступает в коллектор 145 и далее в газогенератор 140. Подается электрический сигнал на запальное устройство 154, и второе горючее воспламеняется в газогенераторе 140. После выхода ТНА 6 на расчетный режим, что контролируется датчиком частоты вращения 138, закрывают пусковой клапан 165. Второй ТНА второго горючего подает продукты неполно сгорания второго горючего по трубопроводу 159 через клапан 160 в первый или второй верхний коллекторы 12 или 13 (фиг.1 и 6).

Применение двух турбонасосных агрегатов второго горючего позволит, используя параллельные гидравлические схемы, снизить потери давления второго горючего от насосов до камеры сгорания и повысить давление в камере сгорания. Это можно считать самым существенным преимуществом предложенной схемы по сравнению с прототипом.

4. Управление вектором тяги

Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания. Приводы качания могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух ТНА 4 и 6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 4 и 6 и вращение валов 80 и 137 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.

5. Выключение ЖРД

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 101 и инертным газом продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков первого и/или второго горючего.

6. Повторное включение

Для повторного включения открывают дополнительный пусковой клапан 178 и сжатый воздух по дополнительному трубопроводу 177 из дополнительного баллона 176 подается в четвертую пусковую турбину 130, которая раскручивает второй ТНА второго горючего 6. ТНА окислителя 3 и ТНА первого горючего 4 запускаются без использования своих пусковых турбин. ТНА первого горючего 4 не запускается. В этом случае ЖРД работает только на втором горючем и на режиме 70…90% от номинального.

Применение изобретения позволит:

значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес:

- за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, более высокое давление в камере сгорания и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания;

- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя параллельные гидравлические схемы, снизить потери давления второго горючего от насосов до камеры сгорания и повысить давление в камере сгорания;

повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключения взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенения;

улучшить управляемость вектором тяги за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения четырех ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания.

Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме восстановления приоритета в мирном освоении космоса и обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции в 5…10 раз, при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности.

edrid.ru

трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель - патент РФ 2065985

Использование: в ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе. Сущность изобретения: двигатель содержит трехкомпонентный газогенератор, соединенный через агрегаты автоматики и регулирования с насосом первого горючего и через магистраль с линией второго горючего, к линии питания первым горючим подведена магистраль продувки инертным газом. Насос первого горючего установлен на одном валу с дополнительным насосом второго горючего. Турбины трех турбонасосных агрегатов питаются газогенераторным газом через трехпозиционный клапан переключаемый при переводе двигателя на двухкомпонентный режим. 1 з. п.ф-лы, 1 ил. Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеводородном горючем и водороде. В последние годы утвердилось направление развития ракетно-космической техники, связанное с созданием транспортных ракетно-космических комплексов. Современное ракетостроение развивается в направлении увеличения груза, выводимого на орбиту, при одновременном снижении стоимости выведения 1 кг груза. Во многих проектах перспективных транспортных ракетных комплексов используется два вида горючего: углеводородное на начальном участке выведения и водород (или метан) на высотном участке работы при сокращении числа ступеней. Необходимость повышения энергетических характеристик двигательной установки в сочетании с высокой надежностью и многократностью использования и возможностью одновременной или последовательной работы на двух горючих требует разработки новых эффективных схем двигательных установок с применением высокоэффективных топлив. В связи с этим перспективным является использование трехкомпонентного ЖРД. Известен ЖРД SSME США содержащий камеру, газогенератор, турбину, насосы окислителя и горючего, работающий на компонентах кислород, водород. (Двигатели воздушно-космических систем США, Японии, Англии, Франции, ФРГ. ЦИАМ, 1987, с. 4 16). Наиболее близким к предложенному является ЖРД, работающий на трехкомпонентном топливе, содержащий камеру, смесительную головку, три турбонасосных агрегата для подачи водорода, углеводородного горючего и кислорода, соответствующее устройство направляет перегретый водород к каждому турбонасосу (патент США N 4771600, кл. 60-258, 1988). Недостатком указанного двигателя является ограничение давления в камере до 120 кгс/см2 из-за ограничений работоспособности теплового водорода, используемого для привода трех турбонасосов, что не позволяет реализовать уровень давлений в камере 200 250 кгс/см2, необходимый для получения оптимальных характеристик двигателя. Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и улучшение энергетических характеристик. Поставленная задача достигается тем, что ЖРД снабжен трехкомпонентным газогенератором с избытком горючего, соединенным через пускоотсечный клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим. К магистрали питания газогенератора первым горючим через пускоотсечный клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа. Для обеспечения оптимальных характеристик агрегатов подачи на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из трехпозиционного клапана соединен с рубашкой охлаждения камеры, а выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры. Вход турбины турбонасосного агрегата первого горючего через трехпозиционный клапан соединен с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину турбонасосного агрегата второго горючего. Указанная совокупность признаков проявляет в предложенных решениях новые свойства, заключающиеся в том, что предложенный ЖРД позволяет увеличить располагаемую работу генераторного газа, а установка дополнительного насоса второго горючего на одном валу с насосом первого горючего и питание турбины насоса первого горючего последовательно с турбиной насоса второго горючего генераторным газом позволяет обеспечить оптимальные характеристики насосов и турбин всех ТНА как на трехкомпонентом pежиме, так и на двухкомпонентном. Тем самым предложенное решение позволяет увеличить давление в камере до 200 300 кгс/см2 при приемлемых температурах газа перед турбиной (800 - 900 К), повысить энергетические характеристики двигателя. Использование газогенератора с избытком горючего позволяет обеспечить надежную работу двигателя при многократном его применении. Схема ЖРД представлена на чертеже, где 1 камера; 2 турбонасосный агрегат окислителя; 3 турбонасосный агрегат второго горючего; 4 турбина; 5 дополнительный насос второго горючего; 6 насос первого горючего; 7 - газогенератор; 8, 14, 23 пускоотсечный клапан; 9 регулирующий элемент; 10, 17, 20 трехпозиционный клапан; 11, 12, 13, 16, 18, 21, 22, 25 трубопровод; 15 дозирующее устройство; 19 обратный клапан; 24 регулятор. ЖРД состоит из камеры 1, турбонасосного агрегата окислителя 2, турбонасосного агрегата второго горючего 3, турбонасосного агрегата, содержащего на одном валу турбину 4, дополнительный насос второго горючего 5 и насос первого горючего 6. Трехкомпонентный газогенератор 7 соединен через пускоотсечный клапан 8 и регулирующий элемент 9 с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан 10 трубопроводом 11 с магистралью питания вторым горючим, один из выходов трехпозиционного клапана 10 соединен трубопроводом 12 с линией питания газогенератора первым горючим. К магистрали питания газогенератора первым горючим подведена магистраль высокого давления инертного газа 13 с пускоотсечным клапаном 14 и дозирующим устройством 15. Дополнительный насос второго горючего соединен магистралью 16 через трехпозиционный клапан 17 с основным насосом второго горючего. Выход из дополнительного насоса второго горючего соединен магистралью 8 через обратный клапан 19 с рубашкой охлаждения камеры. Вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан 20 с газовой магистралью 21 после газогенератора и магистралью 22 с входом в турбину насоса второго горючего. На магистрали питания газогенератора окислителем установлены пускоотсечной клапан 23 и регулятор 24. Основной насос второго горючего через трехпозиционный клапан 17 соединен трубопроводом 25 с рубашкой охлаждения камеры. При запуске двигателя открываются пускоотсечные клапаны 23 и 8, окислитель, первое и второе горючее поступают в газогенератор, где компоненты воспламеняются, например, электроплазменным зажигательным устройством. Одновременно для предотвращения замерзания первого горючего и интенсификации распыла горючего открытием пускоотсечного клапана 14 по магистрали 13 подается инертный газ для продувки полости питания газогенератора первым горючим. Расход газа определяется дозирующим устройством 15, например шайбой. Двигатель выходит на режим, определяемый настройкой регулятора 24 и регулирующего элемента 9. Регулирование работы двигателя по давлению в камере 1 осуществляется регулятором 24 и регулирующим элементом 9. Переключение двигателя на двухкомпонентный режим работы осуществляется с режима 35 Pнком, обеспечивающего минимальный провал по тяге при отключении первого горючего. Для этого закрываются трехпозиционные клапаны 20, 17 и 10 и пускоотсечный клапан 8, рабочее тело прекращает поступать на турбину 4, второе горючее прекращает проступать в дополнительный насос горючего 5 и первое горючее прекращает поступать в газогенератор 7. Давление за насосом 5 падает, обратный клапан 19 закрывается, и второе горючее по трубопроводу 25 поступает в рубашку камеры 1. Одновременно открытием пускоотсечного клапана 14 производится продувка линии питания газогенератора первым горючим и замещение в головке газогенератора 7 первого горючего на второе. Двигатель выходит на двухкомпонентный режим работы. Регулирование двигателя по давлению в камеры осуществляется регулятором 24. Предлагаемый трехкомпонентный ЖРД с использованием двух различных горючих и трехкомпонентного газогенератора, работающего с избытком горючего, позволяет достичь при приемлемых температурах генераторного газа 800 900 К давлений в камере 200 300 кгс/см2 и выше, обеспечивающих характеристики двигателя при работе его на трехкомпонентном и двухкомпонентном режимах.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты подачи трех компонентов, агрегаты управления и регулирования с магистралями, отличающийся тем, что он снабжен трехкомпонентным газогенератором, соединенным через пускоотсечный клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим, к которой через пускоотсечной клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры, а вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину насоса второго горючего.

www.freepatent.ru

трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель - патент РФ 2484287

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный трубопроводом высокого давления через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат первого горючего содержит вторую основную турбину, насос первого горючего и вторую пусковую турбину и газогенератор первого горючего, при этом газогенератор первого горючего конструктивно совмещен с турбонасосным агрегатом первого горючего, а турбонасосный агрегат второго горючего содержит третью основную турбину, насос второго горючего и третью пусковую турбину, а также газогенератор второго горючего, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик, повышение надежности ЖРД. 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим на трех компонентах топлива: окислителе и двух горючих, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Наиболее оптимальный вариант - использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего - керосина, второго горючего - жидкого водорода.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение № 2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.

Известен ЖРД по патенту РФ № 20065985, опубл. в 1996 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.

Недостатки этой конструкции следующие:

1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200...250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины.

2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.

3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.

4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.

Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требуется мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).

Задачей изобретения является улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение затрат на запуск ракет.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем бортовой компьютер, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат первого горючего содержит вторую основную турбину, насос первого горючего и вторую пусковую турбину, а также газогенератор первого горючего, газогенератор первого горючего конструктивно совмещен с турбонасосным агрегатом первого горючего, турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат второго горючего содержит третью основную турбину, насос второго горючего и третью пусковую турбину, а также газогенератор второго горючего, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.

Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего. На камере сгорания и газогенераторах могут быть установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.

Жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания.

Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером.

Турбонасосные агрегаты могут быть установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания, разнесены на 120°, и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов могут быть выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса.

На камере сгорания может быть выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.

Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной.

Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего может быть выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1 9, где

- на фиг.1 приведена схема ЖРД,

- на фиг.2 приведена конструкция камеры сгорания,

- на фиг.3 приведен ТНА окислителя,

- на фиг.4 приведен ТНА первого горючего,

- на фиг.5 приведен ТНА второго горючего,

- на фиг.6 приведена схема коммутации запальных устройств,

- на фиг.7 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,

- на фиг.8 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,

- на фиг.9 приведена схема ЖРД с перепуском второго горючего.

Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1 9) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат первого горючего 4 и турбонасосный агрегат второго горючего 5, закрепленные на камере сгорания 1 при помощи тяг 6.

Камера сгорания 1 (фиг.1 и 2) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8 и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора: соответственно первый 12, второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки: внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11. Внутри камеры сгорания 1 (фиг.1) выполнены верхняя плита 18, средняя плита 19 и внутренняя плита 20 с зазорами (полостью) между ними 21 и 22. Выше верхней плиты 18 выполнена полость 23. Полость 21 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 22 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 6 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 24, форсунки первого горючего 25 и форсунки второго горючего 26. Форсунки окислителя 24 сообщают полость 23 с внутренней полостью 27 камеры сгорания 1. Форсунки первого горючего 25 сообщают полость 21 с внутренней полостью 27, форсунки второго горючего 26 сообщают полость 20 с внутренней полостью 27. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 28, а к ней присоединен газовод 29.

На газоводе 29 на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 30. Центральный шарнир 30 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 30 закреплен на силовой раме 31, которая установлена внутри корпуса ракеты 32. Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 33. В качестве привода 33 может быть использован гидроцилиндр 34, который с одной стороны закреплен при помощи шарнира 35 на силовой раме 31, а с другой - при помощи шарнира 36 на силовом кольце 37. Силовое кольцо 37 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К первому верхнему коллектору 12 присоединен трубопровод 38, имеющий клапан 39, другой конец трубопровода 38 соединен с ТНА первого горючего 4. Второй коллектор 13 соединен с трубопроводом 40, имеющим клапан 41, другой конец трубопровода 40 соединен с ТНА второго горючего 5. Третий верхний коллектор 14 также трубопроводом 42 соединен с ТНА второго горючего 5.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.4) содержит основную турбину 43, насос окислителя 44, дополнительный насос окислителя 45, пусковую турбину 46, к которой присоединен трубопровод 47, вал 48, на котором установлен датчик частоты вращения 49. Соосно с ТНА окислителя 3 между основной турбиной 43 и насосом окислителя 44 установлен и закреплен газогенератор окислителя 50. Выход из основной турбины 43 газоводом 29 соединен с головой 7 камеры сгорания 1. Газовод 29 может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами радиусом r для минимизации потерь давления «кислого» газа (продуктов сгорания с избытком окислителя). Газогенератор окислителя 50 (фиг.4) содержит боковую стенку 51, выполненную из двух оболочек: внутренней 52 и внешней 53 с зазором 54 между ними. На боковой стенке 51 выполнен коллектор 55, полость которого сообщается с зазором 54. Газогенератор окислителя 50 содержит головку 56 с полостью 57 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 58 и 59. Форсунки окислителя 58 сообщают полость 57 с внутренней полостью 60, а форсунки горючего 59 сообщают полость 61, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 50 над его головкой 56 и соединена с зазором 54, с внутренней полостью 60. Между газогенератором окислителя 50 и валом 48 установлена теплоизоляция 62. Газогенератор окислителя 50 имеет запальное устройство 63. К газогенератору окислителя 50, конкретно к полости 57 внутри головки 56, присоединен трубопровод окислителя 64, содержащий клапан 65. Другой конец трубопровода окислителя 64 соединен с выходом из насоса окислителя 44. К газогенератору окислителя 50, конкретно к коллектору 55, присоединен трубопровод высокого давления первого горючего 66, содержащий регулятор расхода горючего 67 с приводом 68 и клапан высокого давления горючего 69, другой подсоединен к турбонасосному агрегату второго горючего 5. Выход из насоса окислителя 44 трубопроводом 70, содержащим дроссельную шайбу 71, соединен с входом в дополнительный насос окислителя 45. Выход из дополнительного насоса окислителя 45 трубопроводом 72, содержащим регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75, соединен с ТНА первого горючего 4 (фиг.3 и 4).

Турбонасосный агрегат первого горючего 4 (фиг.1 и 5) содержит вторую основную турбину 76, насос горючего 77, вторую пусковую турбину 78, к которой присоединена выхлопная труба 79. На валу 80 установлен датчик частоты вращения 81. Соосно с ТНА первого горючего 4 установлен и закреплен газогенератор первого горючего 82 Газогенератор первого горючего 82 (фиг.4) содержит боковую стенку 83, выполненную из двух оболочек: внутренней 84 и внешней 85 с зазором 86 между ними. На боковой стенке 83 выполнен коллектор 87. Газогенератор первого горючего 82 содержит головку 88 с полостью 89 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 90 и 91 соответственно и полость 92 между ними, а также форсунки окислителя и первого горючего соответственно 93 и 94. Форсунки окислителя 93 сообщают полость 89 с внутренней полостью 95, а форсунки первого горючего 94 сообщают полость 92, которая соединена с зазором 86, с внутренней полостью 95. Газогенератор первого горючего 82 имеет запальное устройство 96. К газогенератору первого горючего 82, конкретно к полости 89 внутри головки 88, присоединен трубопровод 72, содержащий регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75. Другой конец трубопровода 72 соединен с дополнительным насосом окислителя 45 (фиг.3). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 97 соединен с коллектором 87, а другой конец трубопровода первого горючего 97 соединен с выходом из насоса первого горючего 77 (фиг.4). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 64, содержащим регулятор расхода первого горючего 67 с приводом 68 и клапан 69, соединен с коллектором 55 (фиг.3 и 4). Также выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом 98, содержащим клапан 99, соединен с нижним коллектором 11 камеры сгорания 1. К трубопроводу 98 за клапаном 99 по потоку, т.е. между клапаном 99 и нижним коллектором 11, присоединен продувочный трубопровод 100 с продувочным клапаном 101, другой конец продувочного трубопровода 100 соединен с баллоном инертного газа 102. К входу во вторую пусковую турбину 78 присоединен трубопровод 103 (фиг.4).

Турбонасосный агрегат второго горючего 5 (фиг.5) содержит третью основную турбину 104, содержащую в свою очередь входной корпус 105 с полостью 106, выходной корпус 107 с полостью 108, сопловой аппарат 109, рабочее колесо 110. Кроме того, ТНА второго горючего 5 содержит насос второго горючего 111, третью пусковую турбину 112 с входным корпусом 113 с полостью 114, выходной корпус 115 с полостью 116, сопловой аппарат 117 и рабочее колесо 118. На валу 119 этого ТНА установлен датчик частоты вращения 120. К третьей пусковой турбине 112 присоединена выхлопная труба 121.

Трубопровод 42 (фиг.5) газифицированного горючего выполнен прямолинейным для минимизации потерь давления в нем. К входному корпусу 113 третей пусковой турбины присоединен трубопровод 122.

На ЖРД установлен бортовой компьютер 123, к которому электрическими связями 124 присоединены все клапаны и регуляторы, а также запальные устройства.

К бортовому компьютеру 123 электрическими связями 124 подключены клапаны горючего 41, второй клапан горючего 75, клапан окислителя 99, приводы 68 регулятора расхода горючего 67, клапан высокого давления горючего 41, второй клапан горючего 65, а также запальные устройства 28, 63 и 96 и датчики частоты вращения 49, 81 и 120.

На фиг.9 приведена вторая схема ЖРД с перепуском части второго топлива по трубопроводу 125, содержащему дроссельную шайбу 126 и третий верхний коллектор 14.

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.

Сжатый воздух (газ) из внешнего баллона сжатого воздуха (на фиг.1 9 баллон не показан) по трубопроводам 47, 103 и 122 поступает в первую, вторую и третью пусковые турбины 46 и 78 и 112, раскручивает валы 48, 80 и 119. Датчики частоты вращения 49, 81 и 120 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 41, 75 и 99. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторах окислителя первого горючего 50 и 82 соответственно, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 27 (фиг.2), где воспламеняются при помощи запальных устройств 28. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2, и его температура повышается до 700 900°С.

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют регулятор расхода горючего 67 и регулятор расхода окислителя 73 синхронно при помощи приводов 68 и 74, используя сиглалы компьютера 123, передеваемые по электрическим связям 124.

Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания 33. Приводы качания 33 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение трех ТНА 3, 4 и 5 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3 5 и вращение их валов 48, 80 и 119 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и влияние гироскопических моментов от вращения роторов всех трех ТНА моментов на управление.

Схема ЖРД (фиг.9) обеспечивает перепуск части второго горючего мимо системы регенеративного охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1 для уменьшения нагрузок на ТНА.

Схемы ЖРД (фиг.1 и 9) обеспечивают его многократного включение.

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 101 и инертным газом из баллона 102 (фиг.1 и 2) продувают камеру сгорания 1 для очистки от остатков горючего.

Применение изобретения позволит:

- значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, более высокое давление в камере сгорания и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания;

- повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение;

- многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что пока не принято в мировой практике ракетостроения;

- уменьшить вес ЖРД за счет применения для работы второй пусковой турбины высокотемпературных продуктов сгорания;

- улучшить управляемость вектором тяги за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения двух ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания.

Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения приоритета в мирном освоении космоса и обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции в 5 10 раз при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный трубопроводом высокого давления через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, отличающийся тем, что он дополнительно содержит два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат первого горючего содержит вторую основную турбину, насос первого горючего и вторую пусковую турбину и газогенератор первого горючего, при этом газогенератор первого горючего конструктивно совмещен с турбонасосным агрегатом первого горючего, а турбонасосный агрегат второго горючего содержит третью основную турбину, насос второго горючего и третью пусковую турбину, а также газогенератор второго горючего, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания.

5. Жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим.

6. Жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.

7. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером.

8. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания разнесены на 120° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания.

9. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.

10. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса.

11. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.

12. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя.

13. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной.

14. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами.

15. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.

16. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.

www.freepatent.ru

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего, содержащий каждый основную турбину, насосы, газогенератор окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат окислителя, первого горючего и второй турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своим турбонасосным агрегатом. Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата первого горючего соединен с третьим верхним коллектором, выход из насоса второго горючего соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир выполнен цилиндрическим или сферическим. Крепление всех ТНА выполнено при помощи тяг с шарнирами. Крепление всех ТНА выполнено к расширяющейся части сопла. Крепление всех ТНА выполнено к критической части сопла. Крепление всех ТНА выполнено парами тяг. 20 з.п. ф-лы, 14 ил.

 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим на трех компонентах топлива; окислителе и двух горючих, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен, и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Наиболее оптимальным вариантом является использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего - углеводородного - керосина, второго горючего - жидкого водорода.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.

Известен: ЖРД по патенту РФ №2302547, МПК F02K 9/48, опубл. 10.07.2007 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.

Недостатки этой конструкции следующие:

1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200-250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины.

2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.

3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.

4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.

Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требует иметь мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).

Известен трехкомпонентный ЖРД по пат. США №4771600, кл. 60-256, опубл. 1988 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, имеющим регенеративное охлаждение при помощи водорода, и три турбонасосных агрегата, работающих на газифицированном водороде, подогретом в системе регенерации сопла.

Недостаток - относительно низкий энергетический потенциал газифицированного водорода для привода трех основных турбин трех ТНА: окислителя, первого горючего и ТНА второго горючего. ЖРД, спроектированные по такой схеме, могут обеспечить создание давления в камере сгорания не более 120 кгс/см2.

Этот недостаток частично устранен в трехкомпонентном ЖРД по пат. РФ 2065985, МПК F02R 9/26, опубл. 27.08.1996 г., прототип.

Этот трехкомпонентный ЖРД содержит камеру сгорания с регенеративным охлаждением вторым горючим (преимущественно водородом) и один общий трехкомпонентный газогенератор, работающий на окислителе, первом и втором горючем, ЖРД на определенном этапе переключается в режим работы на окислителе и втором (водороде) горючем.

Эта схема ЖРД обеспечивает работу камеры сгорания при 200…300 кгс/см2. Дальнейшее форсирование ЖРД по давлению в камере сгорания, например до 800…1000 кгс/см2, невозможно, и, кроме того, двигатель, изготовленный по такой схеме, будет иметь значительный вес из-за большого диаметра трубопроводов и клапанов, разводящих газогенераторный газ на три основные турбины. Кроме того, режим запуска и переключения двигателя с трех на два компонента будут проходить весьма длительно и неопределенно из-за влияния многих факторов, в первую очередь температуры компонентов ракетного топлива.

Этот двигатель имеет ряд недостатков, обусловленных несовершенством пневмогидравлической схемы:

1. ЖРД может работать только в двух режимах: на первом и втором горючем и на втором горючем. Работать только на первом горючем ЖРД не может, так как система регенеративного охлаждения ЖРД спроектирована только для охлаждения вторым горючим (водородом). Переключение охлаждения на первое (углеводородное горючее) невозможно по двум причинам: охлаждение первым горючим будет малоэффективным из-за низких скоростей первого горючего в системе регенеративного охлаждения, спроектированной для работы на втором, имеющем меньшую плотность горючем, и при переключении сопло камеры сгорания останется без охлаждения.

2. Этот ЖРД должен иметь значительно переразмеренный турбонасосный агрегат второго горючего, способный кратковременно увеличить расход второго горючего в 2..3 раза (возможно и желательно более чем в 5…10 раз) при переключении режима работы ЖРД.

3. Невозможно создать ЖРД с давлением в камере сгорания более 250 кгс/м2. по следующим причинам. При увеличении расхода второго горючего через систему регенеративного охлаждения сопла в 2 раза гидравлическое сопротивление системы регенеративного охлаждения возрастет в 4 раза, а при увеличении в 3 раза - в 9 раз, в итоге, при исходном гидравлическом сопротивлении регенеративной системы охлаждения 50 кгс/см2 потери давления второго горючего только в системе охлаждения достигнут 450 кгс/см2 и более, что значительно снизит реальное давление в камере сгорания. Даже если удастся спроектировать насос второго горючего на давление на выходе в 900…1000 кгс/см2, не удастся спроектировать ЖРД с давлением в камере сгорания более 300 кгс/см2.

Задачей создания изобретения является значительное улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение экономических затрат на запуск ракет.

Решение указанных задач достигнуто в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, три турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего, содержащий, в свою очередь, каждый основную турбину, насосы, газогенератор окислителя, отличающемся тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосные агрегат окислителя, первого горючего и второй турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своим турбонасосным агрегатом. Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата первого горючего соединен с третьим верхним коллектором, выход из насоса второго горючего соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные, электрическими связями с бортовым компьютером. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенных электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты могут быть установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания, разнесены на 90°, и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны любых двух из них. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса.

На камере сгорания может быть выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги. Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего может быть выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенераторов первого горючего и второго горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Все ТНА закреплены на сопле камеры сгорания.

Крепление всех ТНА может быть выполнено при помощи тяг с шарнирами. Крепление всех ТНА может быть выполнено к расширяющейся части сопла. Крепление всех ТНА может быть выполнено к критической части сопла.

Крепление всех ТНА может быть выполнено парами тяг.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…14, где

- на фиг.1 приведена схема ЖРД,

- на фиг.2 приведена конструкция камеры сгорания,

- на фиг.3 приведен ТНА окислителя,

- на фиг.4 приведен ТНА первого горючего,

- на фиг.5 приведен ТНА второго горючего,

- на фиг.6 приведен второй ТНА второго горючего,

- на фиг.7 приведена схема коммутации запальных устройств,

- на фиг.8 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,

- на фиг.9 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,

- на фиг.10 приведена электрическая схема ЖРД,

- на фиг.11 приведена схема ЖРД, допускающего многократное включение на втором горючем,

- на фиг.12 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,

- на фиг.13 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,

- на фиг.14 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг.

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…14) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат первого горючего 4 и турбонасосный агрегат второго горючего 5 и второй турбонасосный агрегат второго горючего 6.

Камера сгорания 1 (фиг.1 и 2) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8 и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора - соответственно первый 12 и второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки: внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11. Внутри камеры сгорания 1 (фиг.2) выполнены верхняя плита 18, средняя плита 19 и внутренняя плита 20 с зазорами (полостью) между ними 21 и 22. Выше верхней плиты 18 выполнена полость 23. Полость 21 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 22 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 24 и форсунки первого горючего 25 и форсунки второго горючего 26. Форсунки окислителя 24 сообщают полость 23 с внутренней полостью 27 камеры сгорания 1. Форсунки первого горючего 25 сообщают полость 21 с внутренней полостью 27, форсунки второго горючего 26 сообщают полость 22 с внутренней полостью 27. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 28. а к ней присоединен газовод 29.

На газоводе 29 на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 30. Центральный шарнир 30 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 30 закреплен на силовой раме 31, которая установлена внутри корпуса ракеты 32. Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 33. В качестве привода 33 может быть использован гидроцилиндр 34, который с одной стороны закреплен при помощи шарнира 35 на силовой раме 31, а с другой - при помощи шарнира 36 на силовом кольце 37. Силовое кольцо 37 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К первому верхнему коллектору 12 присоединен трубопровод 38, имеющий клапан 39, другой конец трубопровода 38 соединен с ТНА первого горючего 4. Второй коллектор 13 соединен с трубопроводом 40, а другой конец трубопровода 40 соединен с ТНА второго горючего 5. Третий верхний коллектор 14 также трубопроводом 42 соединен с ТНА второго горючего 5.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.3) содержит основную турбину 43, насос окислителя 44, дополнительный насос окислителя 45, пусковую турбину 46, к которой присоединена выхлопная труба 47, вал 48, на котором установлен датчик частоты вращения 49. Соосно с ТНА окислителя 3 между основной турбиной 45 и насосом окислителя 44 установлен и закреплен газогенератор окислителя 50. Выход из основной турбины 43 газоводом 29 соединен с головкой 7 камеры сгорания 1. Газовод 29 может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами радиусом r для минимизации потерь давления «кислого» газа (продуктов сгорания с избытком окислителя). Газогенератор окислителя 50 (фиг.3) содержит боковую стенку 51, выполненную из двух оболочек: внутренней 52 и внешней 53 с зазором 54 между ними. На боковой стенке 51 выполнен коллектор 55, полость которого сообщается с зазором 54. Газогенератор окислителя 50 содержит головку 56 с полостью 57 и форсунки окислителя и первого горючего, соответственно, 58 и 59. Форсунки окислителя 58 сообщают полость 57 с внутренней полостью 60, а форсунки первого горючего 59 сообщают полость 61, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 50 над его головкой 56 и соединена с зазором 55 с внутренней полостью 60. Между газогенератором окислителя 50 и валом 48 установлена теплоизоляция. 62. Газогенератор окислителя 50 имеет запальное устройство 63. К газогенератору окислителя 50, конкретно к полости 57 внутри головки 56 присоединен трубопровод окислителя 64, содержащий клапан 65. Другой конец трубопровода окислителя 64 соединен с выходом из насоса окислителя 44. К газогенератору окислителя 50, конкретно к коллектору 55 присоединен трубопровод высокого давления первого горючего 66, содержащий регулятор расхода горючего 67 с приводом 68 и клапан высокого давления горючего 69 другой подсоединен к турбонасосному агрегату второго горючего 5. Выход из насоса окислителя 44 трубопроводом 70, содержащим дроссельную шайбу 71, соединен с входом в дополнительный насос окислителя 45. Выход из дополнительного насоса окислителя 45 трубопроводом 72, содержащим регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75, соединен с ТНА первого горючего 4 (фиг.3 и 4).

Турбонасосный агрегат первого горючего 4 (фиг.1 и 4) содержит вторую основную турбину 76, насос первого горючего 77, вторую пусковую турбину 78, к которой присоединена выхлопная труба 79. На валу 80 установлен датчик частоты вращения 81. Соосно с ТНА первого горючего 4 установлен и закреплен газогенератор первого горючего 82. Газогенератор первого горючего 82 (фиг.4) содержит боковую стенку 83, выполненную из двух оболочек: внутренней 84 и внешней 85 с зазором 86 между ними. На боковой стенке 83 выполнен коллектор 87. Газогенератор первого горючего 82 содержит головку 88 с полостью 89 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 90 и 91 соответственно и полость 92 между ними, а также форсунки окислителя и первого горючего, соответственно, 93 и 94. Форсунки окислителя 93 сообщают полость 89 с внутренней полостью 95, а форсунки первого горючего 94 сообщают полость 92, которая соединена с зазором 86 с внутренней полостью 95. Газогенератор первого горючего 82 имеет запальное устройство 96. К газогенератору первого горючего 82, конкретно к полости 89 внутри головки 88 присоединен трубопровод 72, содержащий регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75. Другой конец трубопровода 72 соединен с дополнительным насосом окислителя 45 (фиг.3). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 97 соединен с коллектором 87, а другой конец трубопровода первого горючего 97 соединен с выходом из насоса первого горючего 77 (фиг.4). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 64, содержащим регулятор расхода первого горючего 67 с приводом 68 и клапан 65, соединен с коллектором 55 (фиг.3 и 4). Также выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом 98, содержащим клапан 99, соединен с нижним коллектором 11 камеры сгорания 1. К трубопроводу 98 за клапаном 99 по потоку, т.е. между клапаном 99 и нижним коллектором 11 присоединен продувочный трубопровод 100 с продувочным клапаном 101, другой конец продувочного трубопровода 100 соединен с баллоном инертного газа 102. К входу во вторую пусковую турбину 78 присоединен трубопровод 103.

Турбонасосный агрегат второго горючего 5 (фиг.5) содержит третью основную турбину 104, содержащую в свою очередь входной корпус 105 с полостью 106, выходной корпус 107 с полостью 108, сопловой аппарат 109, рабочее колесо 110. Кроме того, ТНА второго горючего 5 содержит насос второго горючего 111, вторую пусковую турбину 112 с входным корпусом 113 с полостью 114, выходной корпус 115 с полостью 116, сопловой аппарат 117 и рабочее колесо 118. На валу 120 этого ТНА установлен датчик частоты вращения 120. Ко второй пусковой турбине 112 присоединена выхлопная труба 121.

Насос второго горючего 111 трубопроводом 98, содержащим клапан 99, соединен с нижним коллектором 11 камеры сгорания 1. Трубопровод 42 газифицированного горючего выполнен прямолинейным для минимизации потерь давления в нем. К входному корпусу 113 второй пусковой турбины присоединен трубопровод 103.

Второй турбонасосный агрегат второго горючего 6 (фиг.6) содержит четвертую основную турбину, содержащую в свою очередь входной корпус 123 с полостью 124, выходной корпус 125 с полостью 126, сопловой аппарат 127, рабочее колесо 128. Кроме того, второй ТНА второго горючего 6 содержит второй насос второго горючего 129, четвертую пусковую турбину 130 с входным корпусом 131 с полостью 132, выходной корпус 133 с полостью 134, сопловой аппарат 135 и рабочее колесо 136. На валу 137 этого ТНА установлен датчик частоты вращения 138. К четвертой пусковой турбине 130 присоединена выхлопная труба 139.

Второй ТНА второго горючего 6 также содержит конструктивно встроенный в него газогенератор второго горючего 140, который содержит, в свою очередь, боковую стенку 141, внутреннюю оболочку 142, внешнюю оболочку 143, зазором 144, коллектор 145, головку 146 с полостью 147, внешнюю плиту 148, внутреннюю плиту 149, полость 150 форсунки окислителя 151, форсунку первого горючего 152, внутреннюю полость 153 и запальное устройство 154.

К головке 146, конкретно к полости 147, присоединен трубопровод 155, содержащий клапан 156, регулятор расхода окислителя 157 с приводом 158, другой конец трубопровода 155 соединен с дополнительным насосом окислителя 45. К выходному корпусу 125, точнее к полости 126 присоединен трубопровод 159, содержащий клапан 160, другой конец трубопровода 160 соединен со вторым верхним коллектором 13 и предназначен для подвода продуктов неполного сгорания второго горючего при переключении ЖРД в режим работы только на втором горючем. Выход из второго насоса второго горючего 111 трубопроводом 161, содержащим клапан 162, соединен с коллектором 145.

Для ускорения и стабилизации процесса запуска второго ТНА второго горючего 6 предназначена четвертая пусковая турбина 130, которая работает на сжатом воздухе (газе), хранящемся в бортовом баллоне 163, который трубопроводом высокого давления 164, содержащим пусковой клапан 165, соединен с входным корпусом 131, точнее с полостью 132 четвертой пусковой турбины 130.

Для запуска предложенного ЖРД, если он установлен на первой ступени ракеты, целесообразно использовать наземную систему запуска, содержащую наземный баллон 166, наземный клапан 167, быстроразъемное соединение 168 и обратный клапан 169 (фиг.1 и 4). На ракете установлены ракетный клапан окислителя 170, ракетный клапан первого горючего 171, ракетный клапан второго горючего 172 и второй ракетный клапан второго горючего 173 (фиг.2, 5, 6 и 10).

На ЖРД установлен бортовой компьютер 174 (фиг.1 и 10), к которому электрическими связями 175 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также запальные устройства. К бортовому компьютеру 174 электрическими связями 175 (фиг.10) подключены:

- пусковые клапаны 69, 165 и 178,

- запальные устройства 28, 96 и 154,

- ракетные клапаны 170, 171, 172 и 173,

- клапаны 39, 41, 65, 75, привод 68 регулятора расхода горючего 67, клапан высокого давления горючего 69, второй клапан горючего 173,

- привод 68 регулятора расхода 67, привод 74 регулятора расхода окислителя 73, привод 158 регулятора расхода 157,

- датчики частоты вращения 49, 81, 120 и 138.

Возможен вариант исполнения ЖРД, допускающего многократное включение. В этом случае схема ЖРД (фиг.11 и 12) содержит дополнительно, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха 176 с дополнительным трубопроводом высокого давления 177 и дополнительный пусковой клапан 178.

Крепление всех THA 3…6 выполнено при помощи тяг 179…182 соответственно (фиг.12…14). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.12) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10), фиг.13, выполнен нижний силовой пояс 183, к которому крепятся при помощи шарниров тяги 179…182. К THA 3…6 тяги 179…182 крепятся при помощи шарниров 185. Возможно крепление всех THA при помощи пар тяг (фиг.14). Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.

РАБОТА ТРЕХКОМПОНЕНТНОГО ЖРД

1. Запуск ЖРД

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.

Открывают клапан 167, и сжатый воздух (газ) из внешнего баллона сжатого воздуха 166 по трубопроводу 103 поступает в первую, вторую пусковые турбины 46 и 78 и раскручивает валы 23 и 31. Датчики частоты вращения 49 и 81 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают первый клапан горючего 171, клапан окислителя 170, клапан высокого давления горючего 69, второй клапан горючего 173, клапан высокого давления окислителя. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 50 и 82. Потом с бортового компьютера 174 по линии связи 175 подают сигнал на коммутатор и он подает напряжение по силовому кабелю на запальные устройства 28, 63, 96, 154 первых групп. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторах 50 и 82, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором - с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 23, где воспламеняются при помощи запальных устройств 28. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2, и его температура повышается до 700…900°С в газогенераторе горючего 82, но уменьшается до 300…500°С во второй основной турбине 76.

2. Регулирование ЖРД

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют регулятором расхода горючего 67 и регулятором расхода окислителя 73 синхронно при помощи приводов 68 и 74, используя сигналы с компьютера 174, передаваемые по электрическим связям 175.

3. Переключение ЖРД на режим работы только на втором горючем (водороде) Переключение ЖРД в режим работы только на втором горючем (фиг.6) включает операции выключения ТНА первого горючего 4 и запуск второго ТНА второго горючего 6. По команде с бортового компьютера 174 подаются сигналы на закрытие клапанов 171, 173. Одновременно открывают клапаны 170 и 172, в результате окислитель и второе горючее поступают во второй ТНА второго горючего 6. Одновременно открывают пусковой клапан 165 и сжатый воздух (газ) из бортового баллона сжатого воздуха 163 по трубопроводу высокого давления 164 поступает в полость 132 входного корпуса 131 и далее на рабочее колесо 136 четвертой пусковой турбины 130. В результате вал 137 раскручивается и начинает работать второй насос второго горючего 129. Второе горючее по трубопроводу 161 через клапан 162 поступает в коллектор 145 и далее в газогенератор 140. Подается электрический сигнал на запальное устройство 154, и второе горючее воспламеняется в газогенераторе 140. После выхода ТНА 6 на расчетный режим, что контролируется датчиком частоты вращения 138, закрывают пусковой клапан 165. Второй ТНА второго горючего подает продукты неполно сгорания второго горючего по трубопроводу 159 через клапан 160 в первый или второй верхний коллекторы 12 или 13 (фиг.1 и 6).

Применение двух турбонасосных агрегатов второго горючего позволит, используя параллельные гидравлические схемы, снизить потери давления второго горючего от насосов до камеры сгорания и повысить давление в камере сгорания. Это можно считать самым существенным преимуществом предложенной схемы по сравнению с прототипом.

4. Управление вектором тяги

Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания. Приводы качания могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух ТНА 4 и 6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 4 и 6 и вращение валов 80 и 137 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.

5. Выключение ЖРД

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 101 и инертным газом продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков первого и/или второго горючего.

6. Повторное включение

Для повторного включения открывают дополнительный пусковой клапан 178 и сжатый воздух по дополнительному трубопроводу 177 из дополнительного баллона 176 подается в четвертую пусковую турбину 130, которая раскручивает второй ТНА второго горючего 6. ТНА окислителя 3 и ТНА первого горючего 4 запускаются без использования своих пусковых турбин. ТНА первого горючего 4 не запускается. В этом случае ЖРД работает только на втором горючем и на режиме 70…90% от номинального.

Применение изобретения позволит:

значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес:

- за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, более высокое давление в камере сгорания и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания;

- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя параллельные гидравлические схемы, снизить потери давления второго горючего от насосов до камеры сгорания и повысить давление в камере сгорания;

повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключения взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенения;

улучшить управляемость вектором тяги за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения четырех ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания.

Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме восстановления приоритета в мирном освоении космоса и обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции в 5…10 раз, при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности.

1. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, три турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего, содержащий, в свою очередь, каждый основную турбину, насосы, газогенератор окислителя, отличающийся тем, что он дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосные агрегат окислителя, первого горючего и второй турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.

2. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата первого горючего соединен с третьим верхним коллектором, выход из насоса второго горючего соединен с первым верхним коллектором.

3. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.

4. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания.

5. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим.

6. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.

7. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером.

8. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания, разнесены на 180° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания.

9. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.

10. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса.

11. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.

12. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя.

13. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной.

14. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами.

15. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.

16. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.

17. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха с дополнительным трубопроводом высокого давления, дополнительный пусковой клапан.

18. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено при помощи тяг с шарнирами.

19. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.18, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к расширяющейся части сопла.

20. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.18, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к критической части сопла.

21. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.18, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено парами тяг.

www.findpatent.ru

ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы.

Одним из главных требований, предъявляемых к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД) является требование по обеспечению максимально возможного значения удельного импульса тяги (экономичности) при сочетании с максимально возможным значением средней плотности топлива. Двухкомпонентные комбинации топлив не удовлетворяют данным требованиям. Так, например, кислородно-углеводородное топливо имеет высокое значение плотности, но низкое значение экономичности, а кислородно-водородное топливо - низкое значение плотности и высокое значение экономичности.

При совместном горении в камере ЖРД трехкомпонентных композиций, например кислород-керосин-водород или кислород-метан (сжиженный природный газ)-водород, можно получить более оптимальное сочетания плотности топлива и экономичности, что позволяет уменьшить стартовую массу ракеты-носителя (РН) на ~10% или увеличить массу полезного груза (ПГ) на ~5%. Применение трехкомпонентных двигателей по сравнению с двухкомпонентными (кислородно-углеводородными и кислородно-водородными в составе одной РН) позволяют уменьшить массу конструкции РН и стоимость двигательной установки.

Также важным преимуществом трехкомпонентных двигателей является возможность изменения по траектории полета процентного содержания в топливе горючих, что дополнительно улучшает массовые характеристики РН, делая возможность перехода к одноступенчатым летательным аппаратам, в том числе многоразового применения.

Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (см. патент РФ №2065068, кл. F02K 9/46), содержащий камеру, агрегаты подачи окислителя горючего, агрегаты управления и регулирования с магистралями, трехкомпонентный газогенератор.

Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты подачи трех компонентов, агрегаты управления и регулирования с магистралями, имеющий трехкомпонентный газогенератор, соединенный через пускоотсечной клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим, к которой через пускоотсечной клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа, причем на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры, а вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину насоса второго горючего (см. патент РФ №2065985 МПК F02K 9/46 от 27.08.1996 г. - прототип).

Недостатком ЖРД, принятого за прототип, является то, что на одном валу установлены насосы первого и второго горючих. При близких значениях плотности это решение является правильным. Однако при использовании горючих с существенно разными значениями плотности (водород в 6 и 12 раз имеет меньшую плотность, чем метан и керосин соответственно) это приводит к низким значениям коэффициентов полезного действия и увеличенным значениям массы системы подачи. Так, например, для кислородно-керосиновых и кислородно-метановых систем подачи значения оборотов ротора составляют 20000-40000 об/мин, а для подачи водорода 60000-125000 об/мин.

Вторым недостатком ЖРД, принятого за прототип, является то, что его конструкция обеспечивает работу как на трехкомпонентном режиме (например, кислород-керосин-водород), так и на двухкомпонентном режиме (кислород-водород). На обоих режимах камеры охлаждаются водородом. Это приводит к снижению удельных энерго-массовых характеристик. Так, например, применение водорода вместо метана приводит к увеличению гидросопротивления тракта охлаждения камеры в ~2 раза (~120 ктс/см2 вместо ~60 ктс/см2), повышению температуры генераторного газа на 8-12% (~900 К вместо ~800 К), увеличению мощности водородного насоса на 10÷15%.

Третьей особенностью ЖРД, принятого за прототип, является то, что применение трехкомпонентного газогенератора не обеспечивает оптимальные характеристики генераторного газа (газовая постоянная R, температура Тгг и разброс температуры ΔT). Это связано с тем, что процессы распыла, испарения и горения водорода и, например, керосина с кислородом разные. Более существенное отличие этих процессов происходит в периферийной зоне, где сказывается влияние стенки (разные коэффициенты вязкости).

Задачей предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков прототипа, а именно, в конечном итоге, повышение удельного импульса тяги (экономичности) и снижение массы ЖРД.

Поставленная задача решается тем, что в известном трехкомпонентном ЖРД, содержащем камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.

Сущность предлагаемого ЖРД иллюстрируется принципиальными схемами, приведенными на фиг. 1, фиг. 2 и фиг. 3 следующими обозначениями:

1, 2, 3 - магистрали подвода компонентов топлива в насосы;

4, 5, 6 - насосы;

7, 8, 9, 10 - магистрали отвода компонентов из насосов;

11 - камера;

12 - газогенератор;

13 - магистраль подвода горючего в смеситель или в газогенератор;

14 - смеситель;

15, 16 - турбины;

17 - агрегат регулирования.

Предлагаемый двигатель (фиг. 1, фиг. 2 и фиг. 3) состоит из магистралей подвода компонентов топлива 1, 2 и 3, насосов 4, 5 и 6, магистралей отвода компонентов топлива из насосов 7, 8, 9 и 10, камеры 11, газогенератора 12, магистрали подвода горючего в смеситель или в газогенератор 13, смесителя 14, турбин 15 и 16, агрегата регулирования 17.

Двигатель работает следующим образом.

Компоненты топлива поступают из баков ракеты-носителя (РН) по магистралям 1, 2 и 3 на вход насосов 4, 5 и 6. Из насосов компоненты топлива по магистралям 7, 8, 9 и 10 поступают на охлаждение и в смесительную головку камеры 11, в смесительную головку газогенератора 12 (фиг. 1, фиг. 3) или в смеситель 14 (фиг. 2) соответственно. По магистрали 13 горючее после охлаждения камеры поступает в смеситель 14 (фиг. 1, фиг. 3) или в смесительную головку газогенератора (фиг. 2). После смесителя газ подается на турбины 15 и 16. Для обеспечения регулирования двигателя по режиму установлен агрегат регулирования 17 на магистрали 9 (фиг. 1), или на магистрали 13 (фиг. 2), или на магистрали 10 (фиг. 3).

Установка насоса горючего с меньшей плотностью на отдельном валу позволяет в каждом турбонасосном агрегате получить максимально возможные КПД турбин и насосов за счет оптимальных оборотов роторов, а значит, высокие значения давлений за насосами и в камере сгорания, что увеличивает степень расширения продуктов сгорания в сопле и удельный импульс тяги двигателя.

Установка между газогенератором и турбинами смесителя позволяет обеспечить максимально эффективное взаимодействие окислителя с горючим, в газогенераторе, т.е. вступление в реакцию в полном количестве одного или другого (в зависимости от расходов), а затем при балластировке вторым горючим обеспечить высокие (по R) и стабильные (по Т) параметры газа, подаваемого на турбины. Это в свою очередь дополнительно увеличивает мощность турбин, а значит давления за насосами, в камере сгорания, и, соответственно, удельный импульс тяги.

Агрегат регулирования как исполнительный орган позволяет иметь простую систему регулирования, которая изменением температуры газа в газогенераторе меняет режим работы двигателя по тяге.

Изменение температуры газа в газогенераторе обеспечивается изменением агрегатом регулирования расхода кислорода (фиг. 1), или расхода высокоплотного горючего (фиг. 2), или расхода низкоплотного горючего (фиг. 3) в смесительную головку газогенератора.

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, отличающийся тем, что насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.

edrid.ru

Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его запуска, турбонасосный агрегат и трехкомпонентный газогенератор

Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к трехкомпонентному ракетному двигателю, способу работы трехкомпонентного ракетного двигателя, многоступенчатой ракете-носителю и турбонасосному агрегату трехкомпонентного ракетного двигателя. Многоступенчатая ракета-носитель содержит соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего. В блоке второй ступени установлен бак второго горючего. Двигатель второй ступени имеет камеру сгорания и турбонасосный агрегат. В состав турбонасосного агрегата входят турбина, двухзонный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Двигатель содержит камеру сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя и насосы горючего. Выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор, выход из газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания. Все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Способ работы двигателя включает подачу в газогенератор и в камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло. После выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы. Достигается улучшение технических характеристик ракетных двигателей второй ступени ракеты-носителя. 4 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам-носителям и жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на трех компонентах топлива, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.

Известна многоступенчатая ракета-носитель по патенту РФ №2306242, которая содержит пакет из двух ступеней: центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, выполненных с возможностью отстыковки. Возможна установка третьей, четвертой и последующих ступеней ракеты. В ракетных блоках всех ступеней установлены баки окислителя и первого горючего, а в нижней части установлены двухкомпонентные ракетные двигатели. Второе горючее на ракете не применяется.

Известна многоступенчатая ракета-носитель и способ ее запуска по патенту РФ №2331550, прототип многоступенчатой ракеты-носителя и способа ее запуска. Ее конструкции аналогична ракете-носителю по патенту РФ №2306242. При запуске осуществляют запуск одновременно ракетных двигателей первой и второй ракетных ступеней, а после выработки топлива блоки первой ступени отбрасываются, а двигатель второй ступени продолжает работу. Второе горючее на этой ракете-носителе также не применяется. В качестве первого горючего используется керосин, обладающий низкими энергетическими свойства по сравнению с водородом.

Недостатками этой ракеты являются ограниченная тяговооруженность, а следовательно, плохие технические характеристики: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени, малая полезная нагрузка, невозможность использования ракеты для межпланетных перелетов.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения и турбонасосный агрегат - ТНА. Турбонасосный агрегат содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Это двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород) не являются самовоспламеняющимися.

Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип ракетного двигателя (Приложение 1), который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегата: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом, и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдана для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорания водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего горючего, например водорода) с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.

Задачи создания блока изобретений является улучшение технических характеристик ракеты-носителя, улучшение энергетических характеристик ракетных двигателей второй (и последующих) ступени(-ей) ракеты-носителя, повышение надежности системы топливоподачи, в том числе турбонасосного агрегата, за счет упрощения системы топливоподачи, уменьшения времени его захолаживания и обеспечения работы на одном из горючих или двух горючих одновременно, и переключение работы двигателя без его выключения.

Заявленный технический результат достигнут в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, соединенные узлами силовой связи и оборудованные по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающейся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, каждый двигатель второй ступени выполнен содержащим камеру сгорания и турбонасосный агрегат, установленный параллельно оси камеры сгорания или под углом к ней, в состав турбонасосного агрегата входят турбина, трехкомпонентный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего.

Заявленный технический результат достигнут за счет того, что трехкомпонентный ракетный двигатель, содержащий не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя, установленный под ним, насосы горючего, отличается тем, что выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный газогенератор, выход из трехкомпонентного газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания. Двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлены датчик температуры и датчик давления, соединенный электрической связью с блоком управления.

Заявленный технический результат достигнут в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло, тем, что после выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания захолаживают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчикам температуры и давления, установленным перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.

Заявленный технический результат достигнут за счет того, что турбонасосный агрегат, содержащий турбину и соединенные с ней общим валом насос окислителя, насосы первого и второго горючего, тем, что турбонасосный агрегат содержит три насоса горючего, предназначены для последовательной или одновременной работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом газогенератор выполнен трехкомпонентным и установлен между турбиной и насосом окислителя, дополнительный насос окислителя установлен непосредственно под ним, а насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены под дополнительным насосом окислителя, между газогенератором, который изолирован относительно насоса окислителя теплоизоляционной прокладкой, непосредственно под дополнительным насосом окислителя установлен насос второго горючего, а под ним установлена вторая теплоизоляционная прокладка и насос первого горючего, а между газогенератором и насосом окислителя и между насосом первого горючего и насосом второго горючего установлены по два уплотнения, к которым подсоединены трубопроводы подачи инертного газа.

Заявленный технический результат достигнут в трехкомпонентном газогенераторе, содержащем корпус, форсунки окислителя и форсунки горючего, отличающемся тем, что выполнено две группы форсунок второго горючего.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта: повышение надежности ТНА за счет уменьшения времени его охлаждения вторым горючим и обеспечение одновременной работы двигателя на первом и втором горючем.

Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…7, где

- на фиг.1 приведена схема ракеты-носителя,

- на фиг.2 приведена схема трехкомпонентного ракетного двигателя,

- на фиг.3 приведена головка камеры сгорания,

- на фиг.4 приведена схема охлаждения камеры сгорания,

- на фиг.5 приведена схема ТНА,

- -на фиг.6 приведена конструкция ТНА,

- на фиг.7 приведена схема трехкомпонентного двухзонного газогенератора.

Ракета-носитель (фиг.1) содержит, по меньшей мере, один ракетный блок первой ступени 1 с двигателями первой ступени 2, имеющими камеру сгорания 3 и двухкомпонентный ТНА 4, и ракетный блок второй ступени 5 с двигателями второй ступени 6, имеющими камеру сгорания 7 и трехкомпонентный ТНА 8. Все двигатели установлены на рамах 9. На всех камерах сгорания 3 и 7 или только на камере сгорания 7 установлены приводы 10 для их качания в одной или двух плоскостях, с целью управления вектором тяги. При этом трехкомпонентный ТНА 8 закреплен на раме 9 жестко, а камера сгорания 7 соединена с трехкомпонентным ТНА 8 через сильфон 11. Ракетные блоки первой и второй ступеней 1 и 5 соединены узлами силовой связи 12.

На всех ракетных ступенях установлены баки окислителя 13 и баки горючего 14, кроме того, на второй ракетной ступени 5 установлен бак второго горючего 15. Баки окислителя трубопроводом окислителя 16, содержащим главный клапан окислителя 17, соединен с двигателями 2 и 6. Каждый бак первого горючего 14 трубопроводом горючего 18, содержащим главный клапан первого горючего 19, соединен с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6. Бак второго горючего 15 трубопроводом второго горючего 20, содержащим главный клапан второго горючего 21, соединен с двигателем второй ступени 6. На ракете установлен блок управления 22, соединенный электрическими связями 23 с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6, и с узлами силовой связи 12. Далее подробно опишем конструкцию трехкомпонентного ракетного двигателя 6 второй ступени 5.

Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 для второй ступени 5 ракеты-носителя (фиг.2…4) содержит не менее одной камеры сгорания 7, закрепленной на раме 9 с возможностью качания и имеющей для этого привод 10 и сильфон 11 (фиг.1). Для примера приведен двигатель 6 с одной камерой сгорания 7 с соплом 24. Сопло 24 выполнено с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Б». Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 имеет один общий для всех камер сгорания 7 турбонасосный агрегат (ТНА) 8, содержащий, в свою очередь, выхлопной коллектор 25, турбину 26, трехкомпонентный газогенератор 27, насос окислителя 28, дополнительный насос окислителя 28. Кроме того, ТНА содержит насос второго горючего 30, установленный под дополнительным насосом окислителя 29 и дополнительный насос второго горючего 31, установленный под насосом горючего 31, насос первого горючего 32, установленный под ними. Выход из турбины 26 через выхлопной коллектор 25 и газоводы 33 с сильфонами 11 соединен(-ны) с головкой (головками) 35 камеры (камер) сгорания 7.

Выход из насоса окислителя 28 (фиг.2) трубопроводом окислителя 41, содержащим клапан окислителя 42, соединен с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор 27. Выход из насоса окислителя 28 трубопроводом 43 соединен с входом дополнительного насоса окислителя 29. Выход из насоса второго горючего 29 трубопроводом 44 соединен с входом дополнительного насоса второго горючего 30 трубопроводом 44. Выход из насоса первого горючего 30 трубопроводом 45, содержащим регулятор 46, и пускоотсечной клапан 47 соединен со входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор 27. Выход из дополнительного насоса второго горючего 31 трубопроводом 48, содержащим регулятор 49, и пускоотсечной клапан 50 соединен со входом во вторую зону трехкомпонентного газогенератора 27. Выход из насоса первого горючего 30 трубопроводом 51, содержащим регулятор 52, и пускоотсечной клапан 53 соединен с входом в первую зону трехкомпонентного газогенератора 27. Перед клапаном 50 подсоединен дренажный трубопровод 54 с дренажным клапаном 55, предназначенные для захолаживания насоса второго горючего 30 и дополнительного насоса второго горючего 31 перед запуском двигателя 6 на втором горючем.

Двигатель может быть оборудован датчиком температуры 56 и датчиком давления 57, которые установлены между дополнительным насосом второго горючего 31 и дренажным клапаном 55 и электрическими связями 23 соединены с блоком управления 22 и предназначены для автоматического контроля охлаждения насоса второго горючего 29 и дополнительного насоса второго горючего 30.

Пневмогидравлическая схема охлаждения двигателя приведена на фиг.2. К основному коллектору горючего 56, который установлен в районе критического сечения сопла камеры сгорания 7, подведен трубопровод 57, содержащий клапан 58. В верхней части камеры сгорания 7 выполнен верхний коллектор горючего 59, камера сгорания 7 и сопло 24 имеют рубашку охлаждения 60. Двигатель оборудован баллоном с инертным газом 61, который трубопроводом 62, содержащим клапан 63, к выходу которого подключены трубопроводы 64, соединенные с трубопроводами 45, 48 и 51 для их продувки при выключении двигателя.

Кроме того, трубопровод 64 через клапан 65 и трубопроводы 66 подсоединен между трехкомпонентным газогенератором 27 и насосом окислителя 28, между дополнительным насосом окислителя 29 и насосом второго горючего 30 и между дополнительным насосом второго горючего 31 и насосом первого горючего 32.

На камере сгорания 7 установлен датчик давления 67, на газогенераторе 27 установлен датчик давления 68.

Конструкция головки 35 камеры сгорания 7 приведена на фиг.3. Головка 35 содержит выравнивающую решетку 36, среднюю плиту 37 и нижнюю плиту 38. Выше средней плиты 37 образована полость 69, между плитами 37 и 38 - полость 70, ниже нижней плиты 38 - полость 71 камеры сгорания 7. В головке 35 камеры сгорания 7 установлены форсунки окислителя 39, которые сообщают полости 69 и 71, и форсунки горючего 40, соединяющие полости 70 и 71.

Для обеспечения качания камеры сгорания 7 при управлении вектором тяги двигателя 6 камера сгорания 7 может быть оборудована сильфоном 2, установленным над головкой 35 камеры сгорания 7 (1, 2 и 4).

Турбонасосный агрегат 8 (фиг.5) содержит выполненные в виде единого агрегата турбину 26, установленный под ним трехкомпонентный газогенератор 27, насос окислителя 27, дополнительный насос окислителя 29, второй насос горючего 30, дополнительный насос второго горючего 31 и насос первого горючего 32.

Турбина 27 содержит рабочее колесо турбины 72, установленное на валу 73, сопловой аппарат 74, корпус 75. Вал 73 установлен на подшипниках 76 и 77.

Трехкомпонентный газогенератор 27 содержит корпус 78, который, в свою очередь, содержит наружный корпус 79, внутренний корпус 80 и торец 81. Между внутренним корпусом 80 и подшипником 76 выполнена теплоизоляция 82. Для охлаждения подшипника 76 внутри вала 73 предусмотрена система отверстий 83.

Между трехкомпонентным газогенератором 27 и насосом окислителя 28, а также между дополнительным насосом второго горючего 31 и насосом первого горючего 32, установлены теплоизоляционные прокладки 84.

К трехкомпонентному газогенератору 27 подсоединены трубопроводы 41, 45, 48 и 51, предназначенные для подачи в него компонентов топлива (окислителя и горючего). Насос окислителя 28 содержит крыльчатку 85, дополнительный насос окислителя 29 содержит крыльчатку 86, насос второго горючего 30 содержит крыльчатку 87, дополнительный насос второго горючего 31 содержит крыльчатку 88, а насос первого горючего содержит крыльчатку 89 (фиг.6). Все крыльчатки 85…89 установлены на валу 73.

Между всеми насосами 28…32 и между насосом окислителя 28 и газогенератором 27 установлены по два уплотнения 90, с образованием полостей 91…95. К полостям 91, 93 и 95 подсоединены трубопроводы подвода инертного газа 66. К выходу из полостей 91, 93 и 95 подсоединены трубопроводы сброса 96 (фиг.5 и 6).

На фиг.7 приведена конструкция трехкомпонентного двухзонного газогенератора 27. Трехкомпонентный двухзонный газогенератор содержит верхнюю плиту 97, среднюю плиту 98 и нижнюю плиту 99, установленную над торцом 81. Между верхней плитой 97 и средней плитой 98 образована полость 100, между плитами 97 и 99 выполнена полость 101, а между торцом 81 и нижней плитой 99 выполнена полость 102. В трехкомпонентном газогенераторе 27 выполнена внутренняя полость 103, в которой происходит сгорание компонентов топлива. В трехкомпонентном газогенераторе применено четыре группы форсунок: форсунки окислителя 104, форсунки первого горючего 105, форсунки второго горючего 106 и дополнительные форсунки второго горючего 79. Дополнительные форсунки второго горючего 107 предназначены для подачи второго горючего при переключении двигателя на второе горючее.

ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД
Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс 800
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 1200
Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс 1300
Давление в камере сгорания, кгс/см2 500
Давление в газогенераторе, кгс/см2 600
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см2 700
Давление на выходе дополнительного насоса окислителя, кгс/см2 1200
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см2 750
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см2 770
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см2 800
Мощность ТНА, МВт 320
Частота вращения ротора ТНА, об/мин 40000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель жидкий кислород
Первое горючее керосин
Второе горючее жидкий водород
Масса двигателя, сухая, кг 1850

Двигать может работать: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем или одновременно на двух горючих. При переключении двигателя на другое горючее его можно не выключать. В качестве второго горючего предпочтительно использовать жидкий водород.

При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 22 подается команда на клапаны 17 и 19 (фиг.1), установленные перед насосами окислителя 27 (фиг.2) и перед первым насосом горючего 31 для их заполнения компонентами топлива. Потом открывают клапаны 42, 53 и 59. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 28, насос первого горючего 32, потом окислитель и первое горючее подаются в трехтопливный газогенератор 27, где воспламеняются. Газогенераторный газ подается в камеру сгорания 7 по газоводу 33, а окислитель подается в камеру(-ы) сгорания 7 по трубопроводу 58 через клапан 59, при этом окислитель охлаждает сопло 24 (сопла) проходя через систему охлаждения 60, выходит в полость 70 головки 35 камеры сгорания 7. Газогенераторный газ и окислитель через форсунки 39 и 40 поступают в полость 71 камеры (камер) сгорания 7, где воспламеняются (система воспламенения на фиг.1…7 не показана).

После выработки первого горючего ракетные двигатели 2 первых ракетных ступеней выключаются и с блока управления 22 подается сигнал на узлы силовой связи 12, например пироболты, которые разъединяют связи между блоками первой ступени 1 и блоком второй ракетной ступени 5, расположенным осесимметрично в центре ракеты-носителя. Блоки первых ракетных ступеней 1 отбрасываются.

Для переключения двигателя 6 ракетного блока второй ступени 5 на второе горючее с блока управления 22 подают сигнал на открытие пускоотсечного клапана 53 (фиг.2), который открывается и часть второго топлива подается в газогенератор 27, конкретно в форсунки 106 (фиг.7). Одновременно открывают главный клапан второго горючего 21 и подают второе горючее на вход в насос второго горючего 28 на закрытие клапана 19, размещенного во второй ракетной ступени 5, при этом подача первого горючего в двигатель (двигатели) 6 прекращается. Открывают продувочный клапан 65 и инертным газом продувают остатки первого горючего в рубашке охлаждения камеры сгорания 7. Потом дренажный клапан 55 (фиг.2) и охлаждают насос второго горючего 30 и дополнительный насос второго горючего 31. Этот процесс не займет много времени, т.к. насос второго горючего 30 расположен непосредственно под дополнительным насосом окислителя 29, работающим на криогенном окислителе (жидком кислороде), имеющим температуру около - 183°С. Так как второе криогенное горючее (жидкий водород) имеет температуру - 254°С, то при попадании на относительно «теплые» металлические детали турбонасосного агрегата 8 часть второго топлива испаряется, т.е. переходит в газообразную фазу. Насос второго горючего 30 и дополнительный насос второго горючего 31 не приспособлены для перекачки газообразных или двухфазных сред, поэтому газообразное второе горючее сбрасывается в атмосферу через дренажный трубопровод 54 и дренажный клапан 55 без утилизации. При достижении температуры по датчику температуры 56 температуры жидкой фазы второго горючего и одновременно при достижении давления, измеренного датчиком давления 57, давления в газогенераторе 27, регистрируемого датчиком давления 68, закрывают дренажный клапан 55. Потом открывают пускоотсечной клапан 50, и основная доля расхода второго горючего поступает по трубопроводу 48 в форсунки 105 газогенератора 27. Одновременно закрывают главный клапан первого горючего 19 (фиг.1) и прекращают его подачу в насос первого горючего 32. Потом открывают соответствующий клапан 66 и продувают трубопроводы 45 и 48 для удаления остатков первого горючего из трубопровода 51 в трехкомпонентный газогенератор 27 и камеру сгорания 7. Таким образом, в трехкомпонентный газогенератор 27 поступает уже второе горючее вместо первого, где оно также воспламеняется и двигатель начинает работать на втором более эффективном горючем, т.е. он будет иметь более высокие технические характеристики и лучше удельные характеристики (удельную тягу, приведенную к единице расхода топлива), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое. Использование второго горючего с момента старта ракеты могло бы улучшить техническую характеристику ракеты носителя на старте, но из-за высокой стоимости второго горючего необоснованно увеличит затраты на запуск ракеты-носителя. Переключение с одного горючего на другое, в отличие от прототипа, осуществляется плавно. Кроме того, двигатель может длительно работать одновременно на двух горючих.

Охлаждение камеры сгорания 7 с соплом 24 при любых режимах осуществляется окислителем. Это дает много преимуществ. Хладоресурс окислителя (например, жидкого кислорода очень большой и достаточный для охлаждения камеры сгорания с соплом на любом режиме. Если для охлаждения камеры сгорания с соплом использовать поочередно первое или второе горючее, то при переключении горючего необходимо кратковременно отключить двигатель и продуть систему охлаждения. Если весь расход второго горючего (водорода, имеющего очень низкую плотность) пропустить через рубашку охлаждения камеры сгорания, то это приведет к неоправданно большим гидравлическим потерям давления и необходимости проектировать насос второго горючего на давление 1500…2000 атм, что является чрезвычайно сложной технической задачей. При использовании в качестве охладителя окислителя (жидкого кислорода) возможно создание двигателя, который работает либо на первом горючем, либо на втором горючем, или одновременно на двух горючих.

При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв клапаны 17, 21, 42, 50 и 47. После выключения двигателя 6 открывают соответствующий продувочный клапан 65 и осуществляют продувку двигателя инертным газом из баллона 61. Регулирование режима работы двигателя осуществляется одним из регуляторов 46, 49 и 52 или одновременно применением двух или трех регуляторов при работе двигателя на двух горючих. Управление вектором тяги осуществляют приводами 10 (фиг.1), путем качания камер сгорания 7 в одной или двух плоскостях. Сильфон(ы) 11 и аналогичные сильфоны на магистралях первого и второго горючего (на фиг.1…7 сильфоны горючего не показаны) позволяют отклонять камеры сгорания 7 не разворачивая ТНА 8. Это уменьшит влияние гироскопических сил на подшипники ТНА 8 при маневрах ракеты-носителя, что повысит его надежность.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить тяговооруженность ракеты-носителя на конечном этапе вывода полезной нагрузки на орбиту.

2. Улучшить технические характеристики ракеты-носителя: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени.

3. Обеспечить управляемость ракеты-носителя за счет качания только камер сгорания, без качания ТНА и без применения рулевых двигателей или камер сгорания. Качание может осуществляться в одной плоскости для ракет-носителей с большим количеством однокамерных двигателей или с одним четырехкамерным двигателем, или в двух плоскостях для единственного однокамерного двигателя.

4. Увеличить полезную нагрузку.

5. Использовать ракету-носитель для межпланетных перелетов.

6. Улучшить удельные энергетические характеристики ЖРД (приведенные к единице тяги или к единице веса двигателя) при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.

7. Ускорить охлаждение насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего при переключении двигателя на работу со вторым горючим.

8. Обеспечить надежное охлаждение камеры сгорания с соплом за счет постоянного охлаждения одним компонентом топлива (окислителем) при использовании любого горючего из двух, имеющихся в баках ракеты-носителя, и непрекращения охлаждения при переключении вида горючего.

1. Многоступенчатая ракета-носитель, содержащая, соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, соединенные узлами силовой связи и оборудованные по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающаяся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, каждый двигатель второй ступени выполнен содержащим камеру сгорания и турбонасосный агрегат, в состав которого входят турбина, двухзонный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего, между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан, а перед дренажным клапаном установлен датчик температуры и датчик давления, соединенные электрической связью с блоком управления.

2. Трехкомпонентный ракетный двигатель, содержащий не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя, установленный под ним, насосы горючего, отличающийся тем, что выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор, выход из газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания, двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления, между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан, а перед дренажным клапаном установлен датчик температуры и датчик давления, соединенные электрической связью с блоком управления.

3. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающий подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло, отличающийся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры и датчику давления, установленным перед дренажным клапаном.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что после выключения двигателя трубопроводы горючего продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.

5. Турбонасосный агрегат, содержащий турбину и соединенные с ней общим валом насос окислителя, насосы первого и второго горючего, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат содержит два насоса горючего, предназначены для последовательной или одновременной работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом газогенератор выполнен трехкомпонентным и установлен между турбиной и насосом окислителя, дополнительный насос окислителя установлен непосредственно под ним, а насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены под дополнительным насосом окислителя, газогенератор изолирован относительно насоса окислителя теплоизоляционной прокладкой, непосредственно под дополнительным насосом окислителя установлен насос второго горючего, а под ним установлена вторая теплоизоляционная прокладка и насос первого горючего, а между газогенератором и насосом окислителя и между насосом первого горючего и насосом второго горючего установлены по два уплотнения, к которым подсоединены трубопроводы подачи инертного газа.

www.findpatent.ru

Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его запуска, турбонасосный агрегат и трехкомпонентный газогенератор

Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к трехкомпонентному ракетному двигателю, способу работы трехкомпонентного ракетного двигателя, многоступенчатой ракете-носителю и турбонасосному агрегату трехкомпонентного ракетного двигателя. Многоступенчатая ракета-носитель содержит соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего. В блоке второй ступени установлен бак второго горючего. Двигатель второй ступени имеет камеру сгорания и турбонасосный агрегат. В состав турбонасосного агрегата входят турбина, двухзонный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Двигатель содержит камеру сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя и насосы горючего. Выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор, выход из газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания. Все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Способ работы двигателя включает подачу в газогенератор и в камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло. После выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы. Достигается улучшение технических характеристик ракетных двигателей второй ступени ракеты-носителя. 4 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам-носителям и жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на трех компонентах топлива, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.

Известна многоступенчатая ракета-носитель по патенту РФ №2306242, которая содержит пакет из двух ступеней: центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, выполненных с возможностью отстыковки. Возможна установка третьей, четвертой и последующих ступеней ракеты. В ракетных блоках всех ступеней установлены баки окислителя и первого горючего, а в нижней части установлены двухкомпонентные ракетные двигатели. Второе горючее на ракете не применяется.

Известна многоступенчатая ракета-носитель и способ ее запуска по патенту РФ №2331550, прототип многоступенчатой ракеты-носителя и способа ее запуска. Ее конструкции аналогична ракете-носителю по патенту РФ №2306242. При запуске осуществляют запуск одновременно ракетных двигателей первой и второй ракетных ступеней, а после выработки топлива блоки первой ступени отбрасываются, а двигатель второй ступени продолжает работу. Второе горючее на этой ракете-носителе также не применяется. В качестве первого горючего используется керосин, обладающий низкими энергетическими свойства по сравнению с водородом.

Недостатками этой ракеты являются ограниченная тяговооруженность, а следовательно, плохие технические характеристики: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени, малая полезная нагрузка, невозможность использования ракеты для межпланетных перелетов.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения и турбонасосный агрегат - ТНА. Турбонасосный агрегат содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Это двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород) не являются самовоспламеняющимися.

Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип ракетного двигателя (Приложение 1), который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегата: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом, и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдана для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорания водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего горючего, например водорода) с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.

Задачи создания блока изобретений является улучшение технических характеристик ракеты-носителя, улучшение энергетических характеристик ракетных двигателей второй (и последующих) ступени(-ей) ракеты-носителя, повышение надежности системы топливоподачи, в том числе турбонасосного агрегата, за счет упрощения системы топливоподачи, уменьшения времени его захолаживания и обеспечения работы на одном из горючих или двух горючих одновременно, и переключение работы двигателя без его выключения.

Заявленный технический результат достигнут в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, соединенные узлами силовой связи и оборудованные по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающейся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, каждый двигатель второй ступени выполнен содержащим камеру сгорания и турбонасосный агрегат, установленный параллельно оси камеры сгорания или под углом к ней, в состав турбонасосного агрегата входят турбина, трехкомпонентный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего.

Заявленный технический результат достигнут за счет того, что трехкомпонентный ракетный двигатель, содержащий не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя, установленный под ним, насосы горючего, отличается тем, что выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный газогенератор, выход из трехкомпонентного газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания. Двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлены датчик температуры и датчик давления, соединенный электрической связью с блоком управления.

Заявленный технический результат достигнут в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло, тем, что после выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания захолаживают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчикам температуры и давления, установленным перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.

Заявленный технический результат достигнут за счет того, что турбонасосный агрегат, содержащий турбину и соединенные с ней общим валом насос окислителя, насосы первого и второго горючего, тем, что турбонасосный агрегат содержит три насоса горючего, предназначены для последовательной или одновременной работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом газогенератор выполнен трехкомпонентным и установлен между турбиной и насосом окислителя, дополнительный насос окислителя установлен непосредственно под ним, а насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены под дополнительным насосом окислителя, между газогенератором, который изолирован относительно насоса окислителя теплоизоляционной прокладкой, непосредственно под дополнительным насосом окислителя установлен насос второго горючего, а под ним установлена вторая теплоизоляционная прокладка и насос первого горючего, а между газогенератором и насосом окислителя и между насосом первого горючего и насосом второго горючего установлены по два уплотнения, к которым подсоединены трубопроводы подачи инертного газа.

Заявленный технический результат достигнут в трехкомпонентном газогенераторе, содержащем корпус, форсунки окислителя и форсунки горючего, отличающемся тем, что выполнено две группы форсунок второго горючего.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта: повышение надежности ТНА за счет уменьшения времени его охлаждения вторым горючим и обеспечение одновременной работы двигателя на первом и втором горючем.

Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…7, где

- на фиг.1 приведена схема ракеты-носителя,

- на фиг.2 приведена схема трехкомпонентного ракетного двигателя,

- на фиг.3 приведена головка камеры сгорания,

- на фиг.4 приведена схема охлаждения камеры сгорания,

- на фиг.5 приведена схема ТНА,

- -на фиг.6 приведена конструкция ТНА,

- на фиг.7 приведена схема трехкомпонентного двухзонного газогенератора.

Ракета-носитель (фиг.1) содержит, по меньшей мере, один ракетный блок первой ступени 1 с двигателями первой ступени 2, имеющими камеру сгорания 3 и двухкомпонентный ТНА 4, и ракетный блок второй ступени 5 с двигателями второй ступени 6, имеющими камеру сгорания 7 и трехкомпонентный ТНА 8. Все двигатели установлены на рамах 9. На всех камерах сгорания 3 и 7 или только на камере сгорания 7 установлены приводы 10 для их качания в одной или двух плоскостях, с целью управления вектором тяги. При этом трехкомпонентный ТНА 8 закреплен на раме 9 жестко, а камера сгорания 7 соединена с трехкомпонентным ТНА 8 через сильфон 11. Ракетные блоки первой и второй ступеней 1 и 5 соединены узлами силовой связи 12.

На всех ракетных ступенях установлены баки окислителя 13 и баки горючего 14, кроме того, на второй ракетной ступени 5 установлен бак второго горючего 15. Баки окислителя трубопроводом окислителя 16, содержащим главный клапан окислителя 17, соединен с двигателями 2 и 6. Каждый бак первого горючего 14 трубопроводом горючего 18, содержащим главный клапан первого горючего 19, соединен с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6. Бак второго горючего 15 трубопроводом второго горючего 20, содержащим главный клапан второго горючего 21, соединен с двигателем второй ступени 6. На ракете установлен блок управления 22, соединенный электрическими связями 23 с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6, и с узлами силовой связи 12. Далее подробно опишем конструкцию трехкомпонентного ракетного двигателя 6 второй ступени 5.

Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 для второй ступени 5 ракеты-носителя (фиг.2…4) содержит не менее одной камеры сгорания 7, закрепленной на раме 9 с возможностью качания и имеющей для этого привод 10 и сильфон 11 (фиг.1). Для примера приведен двигатель 6 с одной камерой сгорания 7 с соплом 24. Сопло 24 выполнено с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Б». Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 имеет один общий для всех камер сгорания 7 турбонасосный агрегат (ТНА) 8, содержащий, в свою очередь, выхлопной коллектор 25, турбину 26, трехкомпонентный газогенератор 27, насос окислителя 28, дополнительный насос окислителя 28. Кроме того, ТНА содержит насос второго горючего 30, установленный под дополнительным насосом окислителя 29 и дополнительный насос второго горючего 31, установленный под насосом горючего 31, насос первого горючего 32, установленный под ними. Выход из турбины 26 через выхлопной коллектор 25 и газоводы 33 с сильфонами 11 соединен(-ны) с головкой (головками) 35 камеры (камер) сгорания 7.

Выход из насоса окислителя 28 (фиг.2) трубопроводом окислителя 41, содержащим клапан окислителя 42, соединен с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор 27. Выход из насоса окислителя 28 трубопроводом 43 соединен с входом дополнительного насоса окислителя 29. Выход из насоса второго горючего 29 трубопроводом 44 соединен с входом дополнительного насоса второго горючего 30 трубопроводом 44. Выход из насоса первого горючего 30 трубопроводом 45, содержащим регулятор 46, и пускоотсечной клапан 47 соединен со входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор 27. Выход из дополнительного насоса второго горючего 31 трубопроводом 48, содержащим регулятор 49, и пускоотсечной клапан 50 соединен со входом во вторую зону трехкомпонентного газогенератора 27. Выход из насоса первого горючего 30 трубопроводом 51, содержащим регулятор 52, и пускоотсечной клапан 53 соединен с входом в первую зону трехкомпонентного газогенератора 27. Перед клапаном 50 подсоединен дренажный трубопровод 54 с дренажным клапаном 55, предназначенные для захолаживания насоса второго горючего 30 и дополнительного насоса второго горючего 31 перед запуском двигателя 6 на втором горючем.

Двигатель может быть оборудован датчиком температуры 56 и датчиком давления 57, которые установлены между дополнительным насосом второго горючего 31 и дренажным клапаном 55 и электрическими связями 23 соединены с блоком управления 22 и предназначены для автоматического контроля охлаждения насоса второго горючего 29 и дополнительного насоса второго горючего 30.

Пневмогидравлическая схема охлаждения двигателя приведена на фиг.2. К основному коллектору горючего 56, который установлен в районе критического сечения сопла камеры сгорания 7, подведен трубопровод 57, содержащий клапан 58. В верхней части камеры сгорания 7 выполнен верхний коллектор горючего 59, камера сгорания 7 и сопло 24 имеют рубашку охлаждения 60. Двигатель оборудован баллоном с инертным газом 61, который трубопроводом 62, содержащим клапан 63, к выходу которого подключены трубопроводы 64, соединенные с трубопроводами 45, 48 и 51 для их продувки при выключении двигателя.

Кроме того, трубопровод 64 через клапан 65 и трубопроводы 66 подсоединен между трехкомпонентным газогенератором 27 и насосом окислителя 28, между дополнительным насосом окислителя 29 и насосом второго горючего 30 и между дополнительным насосом второго горючего 31 и насосом первого горючего 32.

На камере сгорания 7 установлен датчик давления 67, на газогенераторе 27 установлен датчик давления 68.

Конструкция головки 35 камеры сгорания 7 приведена на фиг.3. Головка 35 содержит выравнивающую решетку 36, среднюю плиту 37 и нижнюю плиту 38. Выше средней плиты 37 образована полость 69, между плитами 37 и 38 - полость 70, ниже нижней плиты 38 - полость 71 камеры сгорания 7. В головке 35 камеры сгорания 7 установлены форсунки окислителя 39, которые сообщают полости 69 и 71, и форсунки горючего 40, соединяющие полости 70 и 71.

Для обеспечения качания камеры сгорания 7 при управлении вектором тяги двигателя 6 камера сгорания 7 может быть оборудована сильфоном 2, установленным над головкой 35 камеры сгорания 7 (1, 2 и 4).

Турбонасосный агрегат 8 (фиг.5) содержит выполненные в виде единого агрегата турбину 26, установленный под ним трехкомпонентный газогенератор 27, насос окислителя 27, дополнительный насос окислителя 29, второй насос горючего 30, дополнительный насос второго горючего 31 и насос первого горючего 32.

Турбина 27 содержит рабочее колесо турбины 72, установленное на валу 73, сопловой аппарат 74, корпус 75. Вал 73 установлен на подшипниках 76 и 77.

Трехкомпонентный газогенератор 27 содержит корпус 78, который, в свою очередь, содержит наружный корпус 79, внутренний корпус 80 и торец 81. Между внутренним корпусом 80 и подшипником 76 выполнена теплоизоляция 82. Для охлаждения подшипника 76 внутри вала 73 предусмотрена система отверстий 83.

Между трехкомпонентным газогенератором 27 и насосом окислителя 28, а также между дополнительным насосом второго горючего 31 и насосом первого горючего 32, установлены теплоизоляционные прокладки 84.

К трехкомпонентному газогенератору 27 подсоединены трубопроводы 41, 45, 48 и 51, предназначенные для подачи в него компонентов топлива (окислителя и горючего). Насос окислителя 28 содержит крыльчатку 85, дополнительный насос окислителя 29 содержит крыльчатку 86, насос второго горючего 30 содержит крыльчатку 87, дополнительный насос второго горючего 31 содержит крыльчатку 88, а насос первого горючего содержит крыльчатку 89 (фиг.6). Все крыльчатки 85…89 установлены на валу 73.

Между всеми насосами 28…32 и между насосом окислителя 28 и газогенератором 27 установлены по два уплотнения 90, с образованием полостей 91…95. К полостям 91, 93 и 95 подсоединены трубопроводы подвода инертного газа 66. К выходу из полостей 91, 93 и 95 подсоединены трубопроводы сброса 96 (фиг.5 и 6).

На фиг.7 приведена конструкция трехкомпонентного двухзонного газогенератора 27. Трехкомпонентный двухзонный газогенератор содержит верхнюю плиту 97, среднюю плиту 98 и нижнюю плиту 99, установленную над торцом 81. Между верхней плитой 97 и средней плитой 98 образована полость 100, между плитами 97 и 99 выполнена полость 101, а между торцом 81 и нижней плитой 99 выполнена полость 102. В трехкомпонентном газогенераторе 27 выполнена внутренняя полость 103, в которой происходит сгорание компонентов топлива. В трехкомпонентном газогенераторе применено четыре группы форсунок: форсунки окислителя 104, форсунки первого горючего 105, форсунки второго горючего 106 и дополнительные форсунки второго горючего 79. Дополнительные форсунки второго горючего 107 предназначены для подачи второго горючего при переключении двигателя на второе горючее.

ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД
Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс 800
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 1200
Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс 1300
Давление в камере сгорания, кгс/см2 500
Давление в газогенераторе, кгс/см2 600
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см2 700
Давление на выходе дополнительного насоса окислителя, кгс/см2 1200
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см2 750
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см2 770
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см2 800
Мощность ТНА, МВт 320
Частота вращения ротора ТНА, об/мин 40000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель жидкий кислород
Первое горючее керосин
Второе горючее жидкий водород
Масса двигателя, сухая, кг 1850

Двигать может работать: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем или одновременно на двух горючих. При переключении двигателя на другое горючее его можно не выключать. В качестве второго горючего предпочтительно использовать жидкий водород.

При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 22 подается команда на клапаны 17 и 19 (фиг.1), установленные перед насосами окислителя 27 (фиг.2) и перед первым насосом горючего 31 для их заполнения компонентами топлива. Потом открывают клапаны 42, 53 и 59. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 28, насос первого горючего 32, потом окислитель и первое горючее подаются в трехтопливный газогенератор 27, где воспламеняются. Газогенераторный газ подается в камеру сгорания 7 по газоводу 33, а окислитель подается в камеру(-ы) сгорания 7 по трубопроводу 58 через клапан 59, при этом окислитель охлаждает сопло 24 (сопла) проходя через систему охлаждения 60, выходит в полость 70 головки 35 камеры сгорания 7. Газогенераторный газ и окислитель через форсунки 39 и 40 поступают в полость 71 камеры (камер) сгорания 7, где воспламеняются (система воспламенения на фиг.1…7 не показана).

После выработки первого горючего ракетные двигатели 2 первых ракетных ступеней выключаются и с блока управления 22 подается сигнал на узлы силовой связи 12, например пироболты, которые разъединяют связи между блоками первой ступени 1 и блоком второй ракетной ступени 5, расположенным осесимметрично в центре ракеты-носителя. Блоки первых ракетных ступеней 1 отбрасываются.

Для переключения двигателя 6 ракетного блока второй ступени 5 на второе горючее с блока управления 22 подают сигнал на открытие пускоотсечного клапана 53 (фиг.2), который открывается и часть второго топлива подается в газогенератор 27, конкретно в форсунки 106 (фиг.7). Одновременно открывают главный клапан второго горючего 21 и подают второе горючее на вход в насос второго горючего 28 на закрытие клапана 19, размещенного во второй ракетной ступени 5, при этом подача первого горючего в двигатель (двигатели) 6 прекращается. Открывают продувочный клапан 65 и инертным газом продувают остатки первого горючего в рубашке охлаждения камеры сгорания 7. Потом дренажный клапан 55 (фиг.2) и охлаждают насос второго горючего 30 и дополнительный насос второго горючего 31. Этот процесс не займет много времени, т.к. насос второго горючего 30 расположен непосредственно под дополнительным насосом окислителя 29, работающим на криогенном окислителе (жидком кислороде), имеющим температуру около - 183°С. Так как второе криогенное горючее (жидкий водород) имеет температуру - 254°С, то при попадании на относительно «теплые» металлические детали турбонасосного агрегата 8 часть второго топлива испаряется, т.е. переходит в газообразную фазу. Насос второго горючего 30 и дополнительный насос второго горючего 31 не приспособлены для перекачки газообразных или двухфазных сред, поэтому газообразное второе горючее сбрасывается в атмосферу через дренажный трубопровод 54 и дренажный клапан 55 без утилизации. При достижении температуры по датчику температуры 56 температуры жидкой фазы второго горючего и одновременно при достижении давления, измеренного датчиком давления 57, давления в газогенераторе 27, регистрируемого датчиком давления 68, закрывают дренажный клапан 55. Потом открывают пускоотсечной клапан 50, и основная доля расхода второго горючего поступает по трубопроводу 48 в форсунки 105 газогенератора 27. Одновременно закрывают главный клапан первого горючего 19 (фиг.1) и прекращают его подачу в насос первого горючего 32. Потом открывают соответствующий клапан 66 и продувают трубопроводы 45 и 48 для удаления остатков первого горючего из трубопровода 51 в трехкомпонентный газогенератор 27 и камеру сгорания 7. Таким образом, в трехкомпонентный газогенератор 27 поступает уже второе горючее вместо первого, где оно также воспламеняется и двигатель начинает работать на втором более эффективном горючем, т.е. он будет иметь более высокие технические характеристики и лучше удельные характеристики (удельную тягу, приведенную к единице расхода топлива), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое. Использование второго горючего с момента старта ракеты могло бы улучшить техническую характеристику ракеты носителя на старте, но из-за высокой стоимости второго горючего необоснованно увеличит затраты на запуск ракеты-носителя. Переключение с одного горючего на другое, в отличие от прототипа, осуществляется плавно. Кроме того, двигатель может длительно работать одновременно на двух горючих.

Охлаждение камеры сгорания 7 с соплом 24 при любых режимах осуществляется окислителем. Это дает много преимуществ. Хладоресурс окислителя (например, жидкого кислорода очень большой и достаточный для охлаждения камеры сгорания с соплом на любом режиме. Если для охлаждения камеры сгорания с соплом использовать поочередно первое или второе горючее, то при переключении горючего необходимо кратковременно отключить двигатель и продуть систему охлаждения. Если весь расход второго горючего (водорода, имеющего очень низкую плотность) пропустить через рубашку охлаждения камеры сгорания, то это приведет к неоправданно большим гидравлическим потерям давления и необходимости проектировать насос второго горючего на давление 1500…2000 атм, что является чрезвычайно сложной технической задачей. При использовании в качестве охладителя окислителя (жидкого кислорода) возможно создание двигателя, который работает либо на первом горючем, либо на втором горючем, или одновременно на двух горючих.

При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв клапаны 17, 21, 42, 50 и 47. После выключения двигателя 6 открывают соответствующий продувочный клапан 65 и осуществляют продувку двигателя инертным газом из баллона 61. Регулирование режима работы двигателя осуществляется одним из регуляторов 46, 49 и 52 или одновременно применением двух или трех регуляторов при работе двигателя на двух горючих. Управление вектором тяги осуществляют приводами 10 (фиг.1), путем качания камер сгорания 7 в одной или двух плоскостях. Сильфон(ы) 11 и аналогичные сильфоны на магистралях первого и второго горючего (на фиг.1…7 сильфоны горючего не показаны) позволяют отклонять камеры сгорания 7 не разворачивая ТНА 8. Это уменьшит влияние гироскопических сил на подшипники ТНА 8 при маневрах ракеты-носителя, что повысит его надежность.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить тяговооруженность ракеты-носителя на конечном этапе вывода полезной нагрузки на орбиту.

2. Улучшить технические характеристики ракеты-носителя: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени.

3. Обеспечить управляемость ракеты-носителя за счет качания только камер сгорания, без качания ТНА и без применения рулевых двигателей или камер сгорания. Качание может осуществляться в одной плоскости для ракет-носителей с большим количеством однокамерных двигателей или с одним четырехкамерным двигателем, или в двух плоскостях для единственного однокамерного двигателя.

4. Увеличить полезную нагрузку.

5. Использовать ракету-носитель для межпланетных перелетов.

6. Улучшить удельные энергетические характеристики ЖРД (приведенные к единице тяги или к единице веса двигателя) при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.

7. Ускорить охлаждение насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего при переключении двигателя на работу со вторым горючим.

8. Обеспечить надежное охлаждение камеры сгорания с соплом за счет постоянного охлаждения одним компонентом топлива (окислителем) при использовании любого горючего из двух, имеющихся в баках ракеты-носителя, и непрекращения охлаждения при переключении вида горючего.

Формула изобретения

1. Многоступенчатая ракета-носитель, содержащая, соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, соединенные узлами силовой связи и оборудованные по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающаяся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, каждый двигатель второй ступени выполнен содержащим камеру сгорания и турбонасосный агрегат, в состав которого входят турбина, двухзонный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего, между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан, а перед дренажным клапаном установлен датчик температуры и датчик давления, соединенные электрической связью с блоком управления.

2. Трехкомпонентный ракетный двигатель, содержащий не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя, установленный под ним, насосы горючего, отличающийся тем, что выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор, выход из газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания, двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления, между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан, а перед дренажным клапаном установлен датчик температуры и датчик давления, соединенные электрической связью с блоком управления.

3. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающий подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло, отличающийся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры и датчику давления, установленным перед дренажным клапаном.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что после выключения двигателя трубопроводы горючего продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.

5. Турбонасосный агрегат, содержащий турбину и соединенные с ней общим валом насос окислителя, насосы первого и второго горючего, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат содержит два насоса горючего, предназначены для последовательной или одновременной работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом газогенератор выполнен трехкомпонентным и установлен между турбиной и насосом окислителя, дополнительный насос окислителя установлен непосредственно под ним, а насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены под дополнительным насосом окислителя, газогенератор изолирован относительно насоса окислителя теплоизоляционной прокладкой, непосредственно под дополнительным насосом окислителя установлен насос второго горючего, а под ним установлена вторая теплоизоляционная прокладка и насос первого горючего, а между газогенератором и насосом окислителя и между насосом первого горючего и насосом второго горючего установлены по два уплотнения, к которым подсоединены трубопроводы подачи инертного газа.

bankpatentov.ru