ГИБРИДНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА (ВАРИАНТЫ)

Полезные модели относятся к области ракетно-космической техники, а именно к гибридным ракетным двигательным установкам, применяемым в ракетах-носителях космического назначения.
Известен гибридный ракетный двигатель [1], включающий отсек, в котором размещены бак жидкого компонента, камера сгорания с зарядом твердого компонента и сопловым блоком, агрегаты автоматики, баллон газификации жидкого компонента, частично размещенный в заряде твердого компонента.
К недостаткам указанной конструкции относятся:
- баллон газификации жидкого компонента расположен в камере сгорания двигателя, в которой температура продуктов сгорания достигает 3500°К и выше;
- возможно разрушение тепловой защиты баллона, его прогар и, как следствие, разрушение всего двигателя:
- невысокая надежность конструкции.
Известен также гибридный ракетный двигатель [2], содержащий отсек, в котором размещены бак и система подачи жидкого компонента, корпус камеры сгорания, заряд из твердого топливного компонента, сопло, при этом система отбора и генерации рабочего газа для привода турбины турбонасосного агрегата содержит смонтированный на сопловом днище и сопле отборник - газогенератор, входной охлаждаемый газоход которого герметично и жестко закреплен в закладном элементе корпуса камеры сгорания и одновременно в коллекторе отборника - газогенератора, вход жидкого компонента отборника - газогенератора связан с выходным патрубком насоса жидкого компонента магистралью с размещенным в ней агрегатом гидроавтоматики, выход этого отборника - газогенератора связан магистралью с входным коллектором турбины, а выходной коллектор турбины, связанный газовой связью со вспомогательными двигателями, выполнен в виде криогенного теплообменника, на вход которого жидкий компонент подается по содержащий агрегат гидроавтоматики магистрали, связанной с выходным патрубком насоса жидкого компонента, а выход этого криогенного теплообменника состыкован газоходом подачи газифицированного компонента с устройством наддува, размещенным внутри бака жидкого компонента.
К недостаткам указанной выше конструкции относятся:
- сложность конструкции из-за наличия турбонасосного агрегата и большого числа элементов гидроавтоматики;
- необходимость применения в конструкции криогенного теплообменника;
- необходимость разработки и тщательной отработки турбонасосного агрегата, предназначенного специально для каждой вновь проектируемой двигательной установки.
Несмотря на отмеченные недостатки, данное изобретение может быть принято в качестве прототипа, как наиболее близкий аналог.
Задачей предлагаемых полезных моделей является достижение технического результата, направленного на устранение вышеуказанных недостатков аналога и прототипа и создание простой и надежной конструкции гибридной ракетной двигательной установки многоцелевого назначения.
Этот технический результат достигается тем, что гибридная ракетная двигательная установка может быть выполнена в двух вариантах, в которых применены вытеснительная система подачи жидкого окислителя в камеры сгорания двигательных установок, газогенератор горячего газа и вспомогательные двигатели (тангажа, рыскания и крена). Предлагаемые полезные модели иллюстрируется графическими материалами, где:
на Фиг.1 изображена принципиальная схема гибридной ракетной двигательной установки, состоящей из одного маршевого двигателя, содержащего заряд твердого горючего (вариант 1);
на Фиг.2 приведена принципиальная схема гибридной ракетной двигательной установки, состоящей из четырех маршевых двигателей, содержащих заряд твердого горючего (вариант 2).
Гибридная ракетная двигательная установка (Фиг.1, вариант 1) состоит из одного маршевого двигателя 1, снабженного камерой сгорания 2 с зарядом твердого компонента (горючего, например бутилкаучука) 3 и управляемым или неуправляемым сопловым блоком 4. На камере сгорания 2 установлены форсуночная головка 5 и датчик давления 6. Жидкий компонент (окислитель, например, жидкий кислород) размещается в мембранном топливном баке 7. Для воспламенения заряда твердого компонента маршевого двигателя 1 используется газогенератор 8, который содержит камеру сгорания 9, заряд твердого горючего 10, форсуночную головку 11, пироузел 12 с пиропатроном 13 и датчик давления 14. В состав двигательной установки входят двигатели тангажа и рыскания 15 и двигатели крена 16. Подвод жидкого компонента (окислителя) в камеры сгорания 2 и 9 маршевого двигателя 1 и газогенератора 8 соответственно, двигатели крена, тангажа и рыскания осуществляется вытеснительной системой подачи, которая состоит из баллона 17 для хранения газа наддува, пускового клапана 18 с пиропатроном 19 и редуктора 20. Мембранный бак 7 через регуляторы расхода окислителя 21 и 22 и пуско-отсечные клапаны 23 и 24 связан с камерами сгорания 2 и 9 маршевого двигателя 1 и газогенератора 8 соответственно, а через пуско-отсечные клапаны 25 и 26 с - двигателями крена 16, тангажа и рыскания 15. Камера сгорания 9 газогенератора 8 через пуско-отсечные клапаны 27 и 28 соединена соответственно с камерой сгорания 2 маршевого двигателя 1 и двигателями тангажа и рыскания 15 и напрямую - с двигателями крена 16.
На верхнем днище 29 топливного бака 7 с жидким компонентом могут быть установлены газовые сопла 30, разобщенные с газовой полостью 32 топливного бака 7 пусковыми клапанами 31 с пиропатронами (на чертежах позицией не обозначены) и создающие противотягу после срабатывания пусковых клапанов 31. Создающаяся газовыми соплами противотяга может быть использована для увода отделившейся ступени (блока) от продолжающей активный полет ракеты, а также для увода последней ступени ракеты с орбиты после отделения полезной ступени.
Баллон 17 для хранения газа наддува может быть также снабжен (Фиг.2) азидосодержащим зарядом 33 твердого топлива и системой его воспламенения 34, вырабатывающим рабочее тело для наддува - газ азот.
Двигательная установка работает следующим образом. Находящийся в баллоне 17 сжатый газ, например, гелий или азот (в случае применения азидсодержащего заряда), после срабатывания пиропатрона 19 и открытия пускового клапана 18 через редуктор 20 поступает в бак 7 и, воздействуя на мембрану (позицией не обозначена), вытесняет находящийся в баке 7 жидкий компонент топлива (окислитель), который через регуляторы расхода 22 и 21 и пуско-отсечные клапаны 24 и 23 поступает к форсуночным головкам 11 и 5 газогенератора 8 и маршевого двигателя 1 сответственно, а через пуско-отсечные клапаны 26 и 25 соответственно к двигателям тангажа и рыскания 15 и двигателям крена 16. После срабатывания пиропатрона 13 пироузел 12 воспламеняет заряд твердого горючего 10, и газогенератор 8 начинает вырабатывать горячий газ, который через пуско-отсечные клапаны 27, 26 и 25 поступает соответственно в камеру сгорания 2 маршевого двигателя 1 и двигатели тангажа и рыскания 15 и двигатели крена 16. При поступлении в камеру сгорания окислителя из бака 7 и горячего газа, вырабатываемого генератором 8, заряд твердого компонента (горючего) 3 воспламеняется, и маршевый двигатель 1 развивает заданную тягу. Поступающий в двигатели крена, тангажа и рыскания из генератора 8 горячий газ с избытком горючего не создает управляющих усилий по каналам управления, т.к. в этом случае тяги всех двигателей крена и тяги всех двигателей тангажа и рыскания равны. При подаче окислителя в соответствующие двигатели крена 16 (с помощью пуско-отсечных клапанов 25), и в соответствующие двигатели тангажа и рыскания 15 (с помощью пуско-отсечных клапанов 26) в камерах (позицией не обозначены) этих двигателей осуществляется дожигание газогенераторного газа. В результате увеличивается тяга указанных камер и, тем самым, создаются управляющие усилия в соответствующем канале управления. В том случае, если на двигателе 1 установлен управляемый сопловой блок, то он обеспечивает управление по каналам тангажа и рыскания, а при временно выключенном двигателе эту функцию осуществляют двигатели тангажа и рыскания 15.
Гибридная ракетная двигательная установка (Фиг.2, вариант 2) состоит из четырех маршевых двигателей 1, каждый из которых включает камеру сгорания 2 с зарядом твердого компонента (горючего, например, бутилкаучука) 3 и неуправляемым сопловым блоком 4. На камере сгорания 2 установлены форсуночная головка 5 и датчик давления 6. Жидкий компонент (окислитель, например, жидкий кислород) размещается в мембранном топливном баке 7. Для воспламенения заряда твердого компонента маршевого двигателя 1 используется газогенератор 8, который содержит камеру сгорания 9, заряд твердого горючего 10, форсуночную головку 11, пироузел 12 с пиропатроном 13 и датчик давления 14. В состав двигательной установки входят двигатели крена 16. Подвод жидкого компонента (окислителя) в камеры сгорания 2 и 9 двигателей 1 и газогенератора 8 соответственно и в двигатели крена 16 осуществляется вытеснительной системой подачи, которая состоит из баллона 17 для хранения газа наддува, пускового клапана 18 (с пиропатроном) 19 и редуктора 20. Мембранный бак 7 через регуляторы расхода окислителя 21 и 22 и пуско-отсечные клапаны 23 и 24 связан с камерами сгорания маршевых двигателей 1 и газогенератора 8 соответственно, а через пуско-отсечные клапаны 25 с - двигателями крена 16. Камера сгорания 9 газогенератора 8 через пуско-отсечные клапаны 27 и соединена соответственно с камерами сгорания 2 маршевых двигателей 1 и напрямую - с двигателями крена 16.
Как и в конструкции варианта 1 (Фиг.1) на верхнем днище 29 топливного бака 7 с жидким компонентом (Фиг.2) могут быть установлены газовые сопла 30, разобщенные пусковыми клапанами 31 с газовой полостью 32 топливного бака 7 и создающие противотягу после срабатывания пусковых клапанов 31. Баллон 17 для хранения газа наддува (Фиг.2) может быть также снабжен азидосодержащим зарядом 33 твердого топлива и системой его воспламенения 34. Как и в варианте 1 баллон 17 для хранения газа наддува может быть также снабжен азидосодержащим зарядом 33 твердого топлива и системой его воспламенения 34, вырабатывающим рабочее тело для наддува - газ азот.
Двигательная установка по второму варианту работает аналогично первому за исключением того, что управляющие усилия по каналам тангажа и рыскания создаются за счет разнотяговости четырех камер (Фиг.2), создаваемой путем регулирования расхода окислителя в противоположные камеры сгорания 2. Контроль изменения тяги камер сгорания маршевого двигателя или поддержание одинаковой тяги во всех четырех камерах осуществляется с помощью датчиков 6.
Патентуемые варианты полезной модели отличаются простотой и надежностью конструкции гибридной ракетной двигательной установки, безопасностью эксплуатации и могут быть использованы в ракетах - носителях многоцелевого назначения в качестве ускорителей и двигательных установок маршевых ступеней.
Источники информации:
1. Патент US 5119627, кл. МПК F02K 9/00. Система наддува для гибридного ракетного двигателя. Опубликован 06.09.1992 г.
2. Патент России №2338083, кл. МПК F02K 9/72 (2006.01). Гибридный ракетный двигатель. Приоритет от 06.03.2007 г.
3. Патент России №2333869, кл. МПК F02K 9/72 (2006.01), B64G 1/16 (2006.01). Унифицированная комбинированная ракетная система. Приоритет от 29.03.2004 г.
4. Патент России №2274761, кл. МПК F02K 9/26 (2006.01), F02K 9/72 (2006.01). Способ регулирования соотношения компонентов топлива гибридном ракетном двигателе. Приоритет от 02.24.2004 г.
5. Патент России №2250862, кл. МПК B64G 1/14, B64G 1/40. Многоразовое устройство для запуска летательных аппаратов. Приоритет от 29.10.2002 г.
6. Патент России №2070652, кл. МПК F02K 9/08. Гибридный ракетный двигатель. Приоритет от 16.04.1996 г.