СИЛОВАЯ УСТАНОВКА И СПОСОБ ПИТАНИЯ КОМПОНЕНТАМИ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

1. Силовая установка (10), содержащая по меньшей мере
первый резервуар (11), выполненный с возможностью заполнения первым жидким компонентом ракетного топлива,
второй резервуар (12), выполненный с возможностью заполнения вторым жидким компонентом ракетного топлива,
устройство (60) наддува, выполненное с возможностью поддержания, по существу, более высокого давления во втором резервуаре (12), чем в первом резервуаре (11),
двигатель (40), выполненный с возможностью создания тяги за счет сгорания и расширения смеси указанных компонентов ракетного топлива,
первый контур (21) питания, соединяющий первый резервуар (11) с двигателем (40) для его питания первым компонентом ракетного топлива и содержащий регенеративный теплообменник (44), выполненный с возможностью нагрева указанного первого компонента ракетного топлива при помощи тепла, поступающего от двигателя (40);
второй контур (22) питания, соединяющий второй резервуар (12) с двигателем (40) для его питания вторым компонентом ракетного топлива; и
одновальный турбонасос (30), содержащий турбину (33), первый насос (31) и второй насос (32), при этом указанные насосы (31, 32) механически соединены одним вращающимся валом (34) с указанной турбиной (33) для приведения их в действие, при этом через указанный первый насос (31) проходит первый контур (21) питания на входе указанного регенеративного теплообменника (44), через указанный второй насос (32) проходит второй контур (22) питания, и через указанную турбину (33) проходит первый контур (21) питания на выходе указанного регенеративного теплообменника (44).
2. Силовая установка по п. 1, в которой через указанную турбину (33) проходит первый контур (21) питания между указанным регенеративным теплообменником (44) и указанным двигателем (40).
3. Силовая установка по п. 1, в которой через указанную турбину (33) проходит отводная ветвь (21b) первого контура (21) питания на выходе по меньшей мере части указанного регенеративного теплообменника (44), при этом указанная отводная ветвь (21b) не сообщается с двигателем (40).
4. Силовая установка по п. 1, в которой первый резервуар (11) может находиться под внутренним давлением не менее 2 МПа и, в частности не менее 3 МПа.
5. Силовая установка по п. 1, в которой турбина (33) установлена между первым насосом (31) и вторым насосом (32).
6. Силовая установка по п. 5, в которой первый насос (31) и второй насос (32) установлены консольно относительно опорных подшипников (35, 36), поддерживающих вращающийся вал (34).
7. Силовая установка по п. 1, в которой указанная турбина (33) является осевой турбиной.
8. Силовая установка по п. 1, в которой первый насос (31) является центробежным насосом, и второй насос (32) является осевым насосом.
9. Силовая установка по п. 1, в которой указанный второй резервуар (12) по меньшей мере частично выполнен из композиционного материала.
10. Силовая установка по п. 9, в которой указанный второй резервуар (12) содержит намотанную композитную структуру.
11. Силовая установка по п. 1, в которой по меньшей мере один из указанных компонентов ракетного топлива является криогенным компонентом ракетного топлива.
12. Силовая установка по п. 11, в которой указанный первый жидкий компонент ракетного топлива является жидким водородом.
13. Силовая установка по п. 11, в которой указанный второй жидкий компонент ракетного топлива является жидким кислородом.
14. Космический аппарат (1), содержащий силовую установку (10) по любому из предыдущих пунктов.
15. Способ питания жидкими компонентами ракетного топлива двигателя (40) силовой установки, в котором
поток первого жидкого компонента ракетного топлива извлекают из первого резервуара (11) через первый контур (21) питания, в который его сначала закачивают при помощи первого насоса (31) одновального турбонасоса (30), нагревают в регенеративном теплообменнике (44) от тепла, поступающего из двигателя (40), и затем расширяют в турбине (33) указанного одновального турбонасоса (30), приводя в действие указанный первый насос (31) и второй насос (32) одновального турбонасоса (30) через один вращающийся вал (34), соединяющий турбину (33) с обоими насосами (31, 32) одновального турбонасоса (30);
поток второго жидкого компонента ракетного топлива извлекают из второго резервуара (12), в котором устройство (60) наддува поддерживает второй жидкий компонент ракетного топлива под давлением, по существу, более высоким, чем давление первого жидкого компонента ракетного топлива в первом резервуаре (11), и направляют через второй контур (22) питания, в который его закачивают при помощи указанного второго насоса (32) и затем нагнетают в двигатель (40).
16. Способ питания по п. 15, в котором первый жидкий компонент ракетного топлива нагнетают в двигатель (40) после его частичного расширения в турбине (33).
17. Способ питания по п. 15, в котором первую часть указанного потока первого жидкого компонента ракетного топлива отводят через отводную ветвь (21b) первого контура (21) питания на выходе по меньшей мере части указанного регенеративного теплообменника (44) для расширения в указанной турбине (33), тогда как вторую часть указанного потока первого жидкого компонента ракетного топлива нагнетают в двигатель (40).