Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя
COMPOUND PROPULSION SYSTEM OF REUSABLE FIRST STAGE LAUNCHER

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для создания многоразовых ракетных комплексов космического назначения.
Известен комбинированный двигатель летательного аппарата содержащий сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, который оканчивается дозвуковым расширяющимся диффузором, компрессор, окислительный газогенератор для повышения температуры газа, вращающую компрессор турбину и камеру сгорания с авторегулируемым соплом, выполненным охлаждаемым (патент РФ №2693951, МПК: F02К 7/16, F02К 7/143).
Основным недостатком известного комбинированного двигателя летательного аппарата является использование кислорода из атмосферного воздуха на всей траектории полета.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка и улучшение массово-габаритных характеристик летательного аппарата, например, ракеты-носителя за счет использования комбинированной силовой установки и в качестве окислителя кислорода воздуха на начальном участке полета.
Решение поставленной задачи достигается тем, что предлагаемая комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) состоящий из внутреннего и наружного корпусов установленных коаксиально и соединенных между собой с помощью пилонов, образующих профилированный канал, осесимметричного воздухозаборника установленного во входной части профилированного канала, коллектора горючего с форсунками и стабилизатора пламени установленных во внутренней полости кольцевой камеры сгорания, расположенной за воздухозаборником, образованной внутренним и наружным корпусами, в выходной части которой установлено укороченное центральное тело штыревого сопла ПВРД, а подача горючего к форсункам осуществляется с помощью турбонасосного агрегата включающего в себя центробежный насос вход которого соединен с выходом бака горючего, и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом и выход которой соединен с коллектором горючего, причем во внутренней полости кольцевой камеры сгорания расположено теплообменное устройство вход которого соединен с выходом центробежного насоса а выход со входом турбины, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), расположенный во внутренней полости центрального тела штыревого сопла ПВРД. В варианте изобретения неохлаждаемые огневые стенки кольцевой камеры сгорания и укороченное центральное тело штыревого сопла могут быть выполнены из углерод-углеродного композитного материала (УУКМ)
Предлагаемая конструкция комбинированной силовой установки многоразовой первой ступени ракеты-носителя, за счет своих отличительных признаков, обеспечивает решение поставленной технической задачи - улучшение массово-габаритных характеристик ракеты-носителя.
Сущность изобретения иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже.
Предлагаемая комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя содержит ПВРД 1 и ЖРД 2.
ПВРД 1 состоит из внутреннего корпуса 3 и наружного корпуса 4, установленных коаксиально и соединенных между собой с помощью пилонов 5 и 6, образующих профилированный канал, осесимметричного воздухозаборника 7, установленного во входной части профилированного канала, коллектора горючего 8 с форсунками 9 и стабилизатора пламени 10, установленных во внутренней полости кольцевой камеры сгорания 11, образованной корпусами 3 и 4, в выходной части которой установлено укороченное центральное тело 12 штыревого сопла ПВРД 1. При этом неохлаждаемые огневые стенки 13, 14 кольцевой камеры сгорания 11 и укороченное центральное тело 12 штыревого сопла, могут быть выполнены из УУКМ.
Подача горючего к форсункам 9 осуществляется с помощью турбонасосного агрегата 15, включающего в себя центробежный насос 16 вход которого соединен с выходом бака горючего 17, и турбину 18, расположенную на одном валу с центробежным насосом 16 и выход которой соединен с коллектором горючего 8.
Во внутренней полости кольцевой камеры сгорания 11 расположено теплообменное устройство 19 вход которого соединен с выходом центробежного насоса 16, а выход - со входом турбины 18.
ЖРД 2 расположен во внутренней полости центрального тела 12 штыревого сопла ПВРД 1 и соединен с выходами бака окислителя 20 и бака горючего 17.
Предложенная комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя работает следующим образом.
В момент запуска ракеты-носителя производится подача компонентов топлива из бака окислителя 20 и бака горючего 17 в ЖРД 2 и осуществляется его запуск. При достижении ракетой-носителем скорости, обеспечивающей устойчивую работу ПВРД 1, горючее из бака горючего 17 подается на вход центробежного насоса 16 турбонасосного агрегата 15 и далее в теплообменное устройство 19, где оно газифицируется. Газообразное горючее из теплообменного устройства 19 поступает на вход турбины 18 и приводит ее во вращение. После срабатывания на турбине 18 горючее поступает в коллектор горючего 8 и далее через форсунки 9 во внутреннюю полость кольцевой камеры сгорания 11, где оно смешивается с воздухом, поступающим из атмосферы через осесимметричны воздухозаборник 7, и сгорает. Полученные продукты сгорания поступают через пилоны 6 в атмосферу, где они расширяются, обтекая наружную поверхность укороченного центрального тела 12 штыревого сопла, создавая тягу. При выходе ПВРД 1 на номинальный режим работы подается команда на выключение ЖРД 2. На начальном этапе полета в плотных слоях атмосферы ЖРД 2 носит вспомогательную функцию - выполняет роль стартового ускорителя. Создание необходимых для достижения заданной траектории полета летательного аппарата параметров - скорости и ускорения на этом участке обеспечивается ПВРД 1, использующим для своей работы кислород воздуха.
При достижении заданной высоты и скорости полета ракеты-носителя подается команда на выключение ПВРД 1 и осуществляется повторный запуск ЖРД 2.
В заданный момент происходит подача команды на выключение ЖРД 2 и производится отделение многоразовой первой ступени ракеты-носителя. После отделения многоразовая первая ступень ракеты-носителя осуществляет посадку на взлетно-посадочную полосу аэродрома.
Использование предложенного технического решения позволит улучшить массово-габаритные характеристики ракет-носителей, в том числе предназначенных для многократного применения.