ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА С РАКЕТНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
PROPULSION SYSTEM WITH A ROCKET ENGINE

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), ядерных ракетных двигателях (ЯРД) и энергоустановках различного назначения.
Современный уровень развития ракетной техники требует от ЖРД многократного использования и глубокого регулирования в процессе работы. В связи с этим существенно усложняются вопросы управления и работоспособности ЖРД и его агрегатов в процессе форсирования и дросселирования, необходимости более глубокого изменения параметров по одному из компонентов топлива по сравнению с другим.
Известны двухкомпонентные ЖРД, содержащие турбонасосный агрегат (ТНА) с насосами окислителя и горючего, камеру двигателя, агрегаты автоматики, включая дроссели, клапаны, регуляторы (Патент РФ 2135811. Жидкостный ракетный двигатель, Патент РФ 2158839. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза, Патент РФ 2232915. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза).
Указанные ЖРД обладают следующими недостатками:
- наличие большого числа агрегатов автоматики и регулирования усложняет схему двигателя;
- одновальный турбонасосный агрегат не позволяет обеспечить оптимальную частоту вращения ротора для каждого из компонентов ракетного топлива, особенно для таких компонентов топлива как кислород и водород;
- для привода насосов используется напряженная турбина, являющаяся основным элементом, определяющим ресурс и надежность двигателя;
- для выработки рабочего тела турбины используется высокотемпературный газогенератор;
- одновальный турбонасосный агрегат не позволяет обеспечить регулирование давления и расхода по каждому из компонентов топлива отдельно;
- сложность реализации глубокого дросселирования двигателя, ограниченного экономичностью турбины, устойчивостью процессов в газогенераторе;
- химическое воспламенение компонентов топлива не позволяет обеспечить многократный запуск двигателя в полете.
Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты (ТНА) окислителя и горючего, камеру двигателя, агрегаты автоматики, включая дроссели, клапаны, регуляторы (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др. - М.: Машиностроение. - 1989. С.94, рис. 5.7).
Указанный ЖРД обладают следующими недостатками:
- наличие большого числа агрегатов автоматики и регулирования по линии каждого из компонентов топлива усложняет схему двигателя;
- для привода насосов используются напряженные турбины, являющиеся основными элементами, определяющими ресурс и надежность двигателя;
- для привода турбин используются высокотемпературные газогенераторы, в двигателях безгенераторной схемы для привода турбин используется рабочее тело, подогретое в рубашке охлаждения камеры двигателя, что также усложняет конструкцию;
- сложность реализации глубокого дросселирования двигателя, ограниченного экономичностью турбины, устойчивостью процессов в газогенераторе;
- для обеспечения регулирование давления и расхода по каждому из компонентов топлива применяется сложная система регулирования, состоящая из клапанов, дросселей, стабилизаторов и регуляторов.
- Известна двухкомпонентная двигательная установка, содержащая баки компонентов топлива, жидкостный ракетный двигатель с насосной подачей компонентов топлива, включающий в свой состав камеру двигателя, насосный агрегат, систему управления (Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учебник для высших учебных заведений / М.В. Добровольский: под. ред. Д.А. Ягодникова - 3-е изд., доп.- М: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2019. Рис. 6.30, с. 298). Указанная двигательная установка обладает следующими недостатками:
- для привода насосов используются напряженные турбины, являющиеся основными элементами, определяющими ресурс и надежность двигателя;
- для обеспечения регулирование давления и расхода по каждому из компонентов топлива применяется сложная система регулирования, состоящая из клапанов, дросселей, стабилизаторов и регуляторов;
- сложность реализации глубокого дросселирования двигателя, ограниченного экономичностью турбины, устойчивостью процессов в газогенераторе;
- при повторном включении в полостях и магистралях турбины двигателя могут остаться продукты сгорания и пары воды, что может привести к аварии при повторных включениях.
Известна двигательная установка с двухкомпонентным ЖРД «Резерфорд» с насосной подачей компонентов топлива, содержащая баки компонентов топлива, жидкостный ракетный двигатель с насосной подачей компонентов, включающий насосные агрегаты окислителя и горючего, с электрическим приводом, камеру двигателя, систему управления (URL: https:// aviationweek.com/space/rocket-lab-unveils-battery-powered-turbomachinery, URL: https://www.nzherald.co.nz/business/ news/ article.cfm?c_id=3&objectid=11432396, URL: https://web.archive.org/web/ 20160919222251/https:// rocketlabusa.com/about-us/propulsion/#, URL: https://www. rocketlabusa.com/ electron/ - прототип).
Указанная двигательная установка обладает следующими недостатками:
- насосные агрегаты вращаются с одинаковой частотой вращения, мощность приводов насосов одинакова, что не позволяет обеспечить оптимальные параметры насосов каждого из компонентов топлива;
- система воспламенения компонентов топлива не позволяет обеспечить многократное включение двигателя в полете;
- не предусмотрены фильтры на входе в двигатель, что может привести к попаданию посторонних частиц и предметов, аварии двигателя;
- ресурс работы двигательной установки ограничивается величиной предварительного заряда аккумуляторных батарей;
- при низком давлении в баках двигательная установка неработоспособна из-за возможных кавитационных явлений в насосах;
- не предусмотрено терморегулирование электронного блока управления насосными агрегатами, что может привести к его отказу.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков жидкостного ракетного двигателя.
Технический эффект достигается тем, что:
В двигательной установке, содержащей баки компонентов топлива, ракетный двигатель (РД) с насосной подачей компонентов топлива, систему управления согласно изобретению привод насосов двигателя - электрический, а в состав двигательной установки входит система электропитания и управления, содержащая электронный блок управления электропитанием и регулирования, а также накопительное устройство, например, аккмуляторную батарею и/или суперконденсатор.
Для зарядки/подзарядки системы электропитания и управления в процессе работы ракетного двигателя и/или между его включениями используется двигатель Стирлинга с электрогенератором, соединенным с системой электропитания и управления через электронный блок управления электропитанием и регулирования.
Для зарядки/подзарядки системы электропитания и управления в процессе работы ракетного двигателя и/или между его включениями используется турбоэлектрогенератор, соединенный с системой электропитания и управления через электронный блок управления электропитанием и регулирования.
Для получения рабочего тела турбины турбоэлектрогенератора используется газогенератор, работающий на основных компонентах топлива, или один из компонентов топлива, газифицированный при прохождении тракта охлаждения камеры двигателя.
Для зарядки/подзарядки системы электропитания и управления в процессе работы ракетного двигателя и/или между его включениями используется солнечная батарея, входящая в состав космического аппарата, соединенная с системой электропитания и управления через электронный блок управления электропитанием и регулирования.
В ракетном двигателе применены бустерные насосные агрегаты.
В состав ракетного двигателя входит система управления вектором тяги, включающая приводы системы управления вектором тяги и гибкие элементы.
В состав ракетного двигателя входит система воспламенения компонентов топлива.
В состав ракетного двигателя входят агрегаты регулирования, например, клапаны, обеспечивающие точную настройку режима работы двигателя.
Для обеспечения теплового режима системы электропитания и управления используется теплообменник, в качестве рабочего тела которого используется один или оба компонента топлива.
Предлагаемая двигательная установка представлена на фиг. 1, на фиг. 2-11 представлены варианты исполнения двигательной установки, где
1 - бак первого компонента топлива;
2 - бак второго компонента топлива;
3 - ракетный двигатель;
4 - система электропитания и управления;
5 - камера двигателя;
6 - электронасосный агрегат по линии первого компонента топлива;
7 - электронасосный агрегат по линии второго компонента топлива;
8 - аккумуляторная батарея;
9 - электронный блок управления электропитанием и регулирования;
10 - супеконденсатор (блок суперконденсаторов);
11 - двигатель Стирлинга;
12 - электрогенератор, приводимый двигателем Стирлинга;
13 - турбоэлектрогенератор;
14 - газогенератор;
15 - клапан по линии подачи первого компонента топлива в газогенератор;
16 - клапан по линии подачи второго компонента топлива в газогенератор;
17 - рулевые сопла;
18 - клапан подвода рабочего тела (газа) из рубашки охлаждения камеры двигателя к турбине турбоэлектрогенератора;
19 - солнечная батарея;
20 - бустерный насосный агрегат по линии первого компонента топлива;
21 - бустерный насосный агрегат по линии второго компонента топлива;
22 - электропривод бустерного насосного агрегата по линии первого компонента топлива;
23 - электропривод бустерного насосного агрегата по линии второго компонента топлива;
24 - единый электропривод бустерных насосных агрегатов;
25 - привод системы управления вектором тяги;
26 - гибкий элемент по линии входа первого компонента топлива;
27 - гибкий элемент по линии входа второго компонента топлива;
28 - гибкий элемент по линии подвода первого компонента топлива в камеру двигателя;
29 - гибкий элемент по линии подвода второго компонента топлива в камеру двигателя;
30 - гибкий элемент после бустерного насоса по линии первого компонента топлива;
31 - гибкий элемент после бустерного насоса по линии второго компонента топлива;
32 - гибкий элемент по линии подвода первого компонента топлива в газогенератор;
33 - гибкий элемент по линии подвода второго компонента топлива в газогенератор;
34 - гибкий элемент по линии отвода рабочего тела после турбины турбоэлектрогенератора;
35 - гибкий элемент по линии подвода рабочего тела (газа) из рубашки охлаждения камеры двигателя к турбине турбоэлектрогенератора;
36 - система воспламенения компонентов топлива;
37 - фильтр по линии первого компонента топлива;
38 - фильтр по линии второго компонента топлива;
39 - фильтр после бустерного насоса по линии первого компонента топлива;
40 - фильтр после бустерного насоса по линии второго компонента топлива;
41 - входной клапан по линии первого компонента топлива;
42 - входной клапан по линии второго компонента топлива;
43 - клапан после бустерного насоса по линии первого компонента топлива;
44 - клапан после бустерного насоса по линии второго компонента топлива;
45 - главный клапан по линии первого компонента топлива;
46 - главный клапан по линии второго компонента топлива;
47 - теплообменник поддержания теплового состояния системы электропитания и управления.
Двигательная установка (фиг. 1) включает в себя баки первого 1 и второго 2 компонентов топлива, ракетный двигатель (РД) 3 с насосной подачей компонентов топлива, систему электропитания и управления 4. Основными элементами двигателя являются камера 5 и насосы по линии первого 6 и второго 7 компонентов топлива. Привод насосов электрический, насосы вместе с приводами образуют электронасосные агрегаты (ЭНА), имеющие оптимальную для каждого из компонентов топлива мощность и частоту вращения. Система электропитания и управления 4 состоит из аккумуляторной батареи 8 и электронного блока электропитания и регулирования 9.
В двигательной установке (фиг. 2а) система электропитания и управления 4 состоит из аккумуляторной батареи 8, электронного блока электропитания и регулирования 9, дополнительного накопителя энергии, роль которого может выполнять суперконденсатор (блок суперконденсаторов) 10. В двигательной установке (фиг. 2б) система электропитания и управления 4 состоит из электронного блока электропитания и регулирования 9 и накопителя энергии, роль которого может выполнять суперконденсатор (блок суперконденсаторов) 10.
В двигательной установке (фиг. 3) для зарядки системы электропитания и управления в процессе работы РД и/или между его включениями используется двигатель Стирлинга 11 с электрогенератором 12, приводимым двигателем Стирлинга. Электрогенератор соединен с системой электропитания и управления 4 через электронный блок электропитания и регулирования 9.
В двигательной установке (фиг. 4) для зарядки системы электропитания и управления в процессе работы РД используется турбоэлектрогенератор 13. Турбоэлектрогенератор соединен с системой электропитания и управлении 4 через электронный блок электропитания и регулирования 9. Для привода турбоэлектрогенератора используется газовая турбина. Для получения рабочего тела турбины используется газогенератор 14, работающий на основных компонентах топлива с частичным использованием как первого, так и второго компонентов топлива для получения рабочего тела. Для управления подачей компонентов топлива в газогенератор 14 используются агрегаты автоматики, например, клапаны по линиям подачи первого 15 и второго 16 компонента топлива в газогенератор. Рабочее тело после турбины турбоэлектрогенератора 13 поступает в камеру двигателя 5.
В двигательной установке (фиг. 5) для зарядки системы электропитания и управления 4 в процессе работы РД используется турбоэлектрогенератор 13. Турбоэлектрогенератор соединен с системой электропитания и управления 4 через электронный блок электропитания и регулирования 9. Для привода турбоэлектрогенератора используется газовая турбина. Для получения рабочего тела турбины используется газогенератор 14, работающий на основных компонентах топлива с полным использованием одного из компонентов топлива, например, первого, и частичным использованием другого, например, второго компонента топлива для получения рабочего тела. Для управления подачей компонентов топлива в газогенератор 14 используются агрегаты автоматики, например, клапаны по линиям подачи первого 15 и второго 16 компонента топлива в газогенератор. Рабочее тело после турбины турбоэлектрогенератора 13 поступает в камеру двигателя 5.
В двигательной установке (фиг. 6) для зарядки системы электропитания и управления 4 в процессе работы РД и/или между его включениями используется турбоэлектрогенератор 13. Турбоэлектрогенератор соединен с системой электропитания и управления 4 через электронный блок электропитания и регулирования 9. Для привода турбоэлектрогенератора используется газовая турбина. Для получения рабочего тела турбины используется газогенератор 14, работающий на основных компонентах топлива с частичным использованием как первого, так и второго компонентов топлива для получения рабочего тела. Для управления подачей компонентов топлива в газогенератор 14 используются агрегаты автоматики, например, клапаны по линиям подачи первого 15 и второго 16 компонента топлива в газогенератор. Рабочее тело после турбины турбоэлектрогенератора 13 поступает в рулевые сопла 17, обеспечивающие управление вектором тяги.
В двигательной установке (фиг. 7) для зарядки системы электропитания и управления 4 в процессе работы РД используется турбоэлектрогенератор 13. Турбоэлектрогенератор соединен с системой электропитания и управления 4 через электронный блок электропитания и регулирования 9. Для привода турбоэлектрогенератора используется газовая турбина. В качестве рабочего тела турбины используется один из компонентов топлива, например, первый, газифицированный в тракте охлаждения камеры двигателя 5. Для управления подачей газообразного компонента топлива на турбину турбоэлектрогенератора 13 используются агрегаты автоматики, например, клапан 18 подвода рабочего тела (газа) из рубашки охлаждения камеры двигателя 5 к турбине турбоэлектрогенератора 13. Рабочее тело после турбины турбоэлектрогенератора 13 поступает в камеру двигателя 5.
В двигательной установке (фиг. 8) для зарядки системы электропитания и управления 4 в процессе работы РД и/или между его включениями используются солнечная батарея (солнечные батареи) 19, входящие в состав космического аппарата. Солнечная батарея (солнечные батареи) 19 соединены с системой электропитания и управления 4 через электронный блок электропитания и регулирования 9 линией/линиями подвода электрической энергии.
Для обеспечения кавитационной устойчивости системы питания в РД 3 двигательной установки могут быть использованы бустерные насосные агрегаты (БНА) 20 и 21 (фиг. 9), которые могут быть лопастными или струйными насосами (эжекторами). Привод лопастных БНА может осуществляться отдельным электроприводами 22 и 23 или единым электроприводом 24 (фиг. 10). Бустерные БНА 20 и 21 могут быть расположены непосредственно на баках соответствующих компонентов топлива 1 и 2 (фиг. 11).
Для обеспечения управления космическим аппаратом или ракетой-носителем в процессе полета в состав РД 3 двигательной установки может быть включена система управления вектором тяги, включающая приводы системы управления вектором тяги 25 (фиг. 9), обеспечивающие качание камеры двигателя 5 или всего РД 3 в одной или нескольких плоскостях, в зависимости от требований системы управления летательного аппарата, и гибкие элементы. В зависимости от того, осуществляется качание только камеры или всего РД гибкие элементы могут быть расположены в разных местах, например: по линиям входа первого 26 и второго 27 компонентов топлива (при качании РД 3 целиком), по линиям подвода первого 28 и второго 29 компонентов топлива в камеру двигателя 5 (при качании только камеры двигателя), по линиям после БНА первого 30 и второго 31 компонентов топлива в камеру двигателя 5 (при качании камеры двигателя и ЭНА). Дополнительные гибкие элементы должны быть включены в схему двигательной установки при наличии системы подзарядки аккумуляторной батареи с использованием турбогенератора: по линиям подвода первого 32 и второго 33 компонентов топлива в газогенератор (фиг. 4, 5, 6), линии отвода рабочего тела после турбины турбоэлектрогенератора в камеру двигателя 34 (фиг. 4, 5, 7), линии подвода рабочего тела (газа) из рубашки охлаждения камеры двигателя к турбине турбоэлектрогенератора 35 (фиг. 7).
Для обеспечения воспламенения компонентов топлива в состав РД может быть включена система воспламенения компонентов топлива 36 (фиг. 9), которая в зависимости от требований к повторному запуску двигательной установки может быть пиротехнической, химической, лазерной, электроплазменной, электроискровой и т.п.
Для обеспечения требуемой чистоты компонентов топлива в состав двигательной установки могут быть включены фильтры (фиг. 9), расположенные, например: по линии первого 37 и второго 38 компонентов топлива, после БНА по линии первого 39 и второго 40 компонентов топлива. Фильтры могут быть расположены и на других магистралях двигательной установки в зависимости от конкретных требований, предъявляемых к чистоте компонентов топлива.
Для обеспечения управления режимом работы двигательной установки в состав РД 3 входят агрегаты регулирования, обеспечивающие точную настройку и регулирование режима работы двигателя. В состав РД могут входить следующие агрегаты регулирования, например, клапаны (фиг. 9): входные клапаны по линии первого 41 и второго 42 компонентов топлива, клапаны после БНА по линии первого 43 и второго 44 компонентов топлива, главные клапаны (клапаны подачи компонентов топлива в камеру двигателя 5) по линии первого 45 и второго 46 компонентов топлива. Привод агрегатов автоматики, например, клапанов, в зависимости от размерности двигательной установки, наличия на борту космического аппарата или ракеты-носителя газа или жидкости высокого давления может быть пневматическим, гидравлическим или электрическим.
Для поддержания теплового режима системы электропитания и управления в процессе работы может быть использован теплообменник 47 (фиг. 9). В качестве рабочего тела теплообменника используется один или оба компонента топлива.
При работе двигательной установки (фиг. 1) компоненты топлива поступают из баков первого 1 и второго компонентов топлива на вход в РД 3 с насосной подачей компонентов топлива. После поступления компонентов топлива электронный блок электропитания и регулирования 9 системы электропитания и управления 4 обеспечивает поступление электропитания от аккумуляторной батареи 9 к электроприводам ЭНА, происходит раскрутка насосов по линии первого 6 и второго 7 компонентов топлива. Для обеспечения оптимальной для насосов 6 и 7 частоты вращения и мощности привода, что особенно важно при применении криогенных компонентов топлива, например, для пары компонентов жидкий кислород - жидкий водород, оптимальная частота вращения насосов может отличаться в два и более раза, в РД 3 двигательной установки по линии каждого из компонентов топлива применены отдельные по линии первого и второго компонентов топлива насосы с электроприводами - электронасосные агрегаты, имеющие оптимальную для каждого из компонентов топлива мощность и частоту вращения. После насосов 6 и 7 компоненты топлива поступают в камеру двигателя 5, где воспламеняются и, за счет преобразования химической энергии компонентов топлива в кинетическую энергию продуктов сгорания, создают заданную тягу и скорость истечения продуктов сгорания. Управление режимом работы двигателя осуществляется электронным блоком электропитания и регулирования 9, по команде от которого изменяется частота вращения ЭНА, что приводит к изменению расходов и давлений компонентов топлива на выходе из насосов 6 и 7. При этом изменяется давление в камере двигателя 5, что приводит к изменению режима работы РД 3.
Работа двигательной установки (фиг. 2а, б) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 1), отличие состоит в том, что для обеспечения кратковременного форсированного режима ЭНА 6, 7 и, как следствие РД 3, используется дополнительный (промежуточный) накопитель энергии, роль которого может выполнять суперконденсатор (блок суперконденсаторов) 10. В двигательной установке (фиг. 2а) система электропитания и управления 4, состоящая из аккумуляторной батареи 8, электронного блока электропитания и регулирования 9, дополнительного накопителя энергии, роль которого может выполнять суперконденсатор (блок суперконденсаторов) 10, приводит во вращение и обеспечивает управление ЭНА 6 и 7 за счет электрической энергии как из аккумуляторной батареи, так и из суперконденсатора (блока суперконденсаторов) 10. В двигательной установке (фиг. 2б) система электропитания и управления 4, состоящая из электронного блока электропитания и регулирования 9, накопителя энергии, роль которого может выполнять суперконденсатор (блок суперконденсаторов) 10, приводит во вращение и обеспечивает управление ЭНА 6 и 7 за счет электрической энергии из суперконденсатора (блока суперконденсаторов) 10. При необходимости форсирования РД 3 или при его кратковременной, например, менее 120 с, работе, суперконденсатор (блока суперконденсаторов) 10 обеспечивает питание ЭНА 6 и 7 как на основном режиме, так и повышенным током за счет высокой скорости разряда в режиме кратковременного форсирования мощности. При этом повышенный разрядный ток, обеспечиваемый суперконденсатором (блоком суперкондесаторов) 10, поступает в электронный блок управления электропитанием и регулирования 9, через который обеспечивается питание ЭНА 6 и 7.
Работа двигательной установки (фиг. 3) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 1), отличие состоит в том, что для обеспечения длительной работы двигательной установки в процессе полета космического аппарата, ее многократного включения и исключения полной разрядки системы электропитания и управления 4, например, накопителя электрической энергии в виде аккумуляторной батареи 8, в процессе работы РД 3 и/или между его включениями используется подзарядка системы электропитания и управления 4 через электрогенератор 11, приводимый двигателем Стирлинга 10. Электрическое напряжение, генерируемое электрогенератором 11,, поступает в электронный блок электропитания и регулирования 9, из которого, после соответствующего преобразования - на зарядку системы питания и управления 4. Применение электрогенератора 11 с двигателем Стирлинга 10 позволит минимизировать массу системы электропитания и управления, использовать ее накопители энергии, например аккумуляторную батарею 8 только на запуске двигателя.
Работа двигательной установки (фиг. 4) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 1), отличие состоит в том, что для обеспечения длительной работы двигательной установки в процессе полета космического аппарата, ее многократного включения и исключения полной разрядки системы электропитания и управления 4, например, накопителя электрической энергии в виде аккумуляторной батареи 8, в процессе работы РД 3 используется подзарядка системы электропитания и управления 4 с применением специального турбоэлектрогенератора 13. Электрическое напряжение, генерируемое турбоэлектрогенератором 13, поступает в электронный блок электропитания и регулирования 9, из которого, после соответствующего преобразования - на зарядку накопителя энергии системы электропитания и управления 4, например, аккумуляторной батареи 8. Для привода турбоэлектрогенератора 13 используется газовая турбина. Рабочее тело для турбины турбоэлектрогенератора 13 получают в газогенераторе 14 при сгорании основных компонентов топлива с частичным использованием как первого, так и второго компонентов топлива, поступающих из насосов 6 и 7. В зависимости от применяемых компонентов топлива газогенератор 14 может быть выполнен как по окислительной, так и по восстановительной схеме. Для управления подачей компонентов топлива в газогенератор 14, включая изменение режима работы, используются агрегаты автоматики, например, клапаны по линиям подачи первого 15 и второго 16 компонента топлива в газогенератор 14. При изменении расхода компонентов топлива, обеспечиваемого клапанами 15 и 16, изменяется соотношение компонентов топлива в газогенераторе 14, что приводит к изменению температуры рабочего тела турбины турбоэлектрогенератора 13 и изменению электрического напряжения, создаваемого электрогенератором. Для минимизации потерь энергии, затрачиваемой на привод турбоэлектрогенератора 13, рабочее тело после его турбины поступает в камеру двигателя 5 на дожигание. Применение турбоэлектрогенератора 13 позволит минимизировать массу системы электропитания и управления 4 за счет минимизации массы накопителя энергии, например, аккумуляторной батареи 8, использовать ее только на запуске двигателя, а питание на основном режиме осуществлять с использованием турбоэлектрогенератора 13.
Работа двигательной установки (фиг. 5) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 4), отличие состоит в том, что рабочее тело для турбины турбоэлектрогенератора 13 получают в газогенераторе 14 при сгорании основных компонентов топлива с полным использованием одного из компонентов топлива, например, первого, и частичным использованием другого компонента топлива, например, второго, поступающих из насосов 6 и 7. В зависимости от применяемых компонентов топлива газогенератор 14 может быть выполнен как по окислительной, так и по восстановительной схеме. Для управления подачей компонентов топлива в газогенератор 14, включая изменение режима работы, используются агрегаты автоматики, например, клапаны по линиям подачи первого 15 и второго 16 компонента топлива в газогенератор 14. При изменении расхода компонентов топлива, обеспечиваемого клапанами 15 и 16, изменяется соотношение компонентов топлива в газогенераторе 14, что приводит к изменению температуры рабочего тела турбины турбоэлектрогенератора 13 и изменению электрического напряжения, создаваемого электрогенератором. Для исключения потерь энергии, затрачиваемой на привод турбоэлектрогенератора 13, рабочее тело после его турбины поступает в камеру двигателя 5 на дожигание. Применение турбоэлектрогенератора 13 позволит минимизировать массу системы электропитания и управления 4 за счет минимизации массы накопителя энергии, например, аккумуляторной батареи 8, использовать ее только на запуске двигателя, а питание на основном режиме осуществлять с использованием турбоэлектрогенератора 13.
Работа двигательной установки (фиг. 6) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 4), отличие состоит в том, что для минимизации потерь энергии, затрачиваемой на привод турбоэлектрогенератора 13, рабочее тело после его турбины поступает в рулевые сопла 17 системы управления вектором тяги, обеспечивая управление космическим аппаратом (ракетной-носителем) по тангажу, рысканию и крену. Применение турбоэлектрогенератора 13 позволит минимизировать массу системы электропитания и управления 4 за счет минимизации массы накопителя энергии, например, аккумуляторной батареи 8, использовать ее только на запуске двигателя, а питание на основном режиме осуществлять с использованием турбоэлектрогенератора 13.
Работа двигательной установки (фиг. 7) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 4), отличие состоит в том, что рабочее тело для турбины турбоэлектрогенератора 13 получают за счет подогрева с газификацией одного из компонентов топлива, например, первого, при его протекании через тракт охлаждения камеры двигателя 5. Такой способ получения рабочего тела для турбины возможен при использовании криогенного компонента топлива для охлаждения камеры двигателя. Для управления подачей газообразного компонента топлива на турбину турбоэлектрогенератора 13 используются агрегаты автоматики, например, клапан 18 подвода рабочего тела (газа) из рубашки охлаждения камеры двигателя 5 к турбине турбоэлектрогенератора 13, при изменении расхода через турбину турбоэлектрогенератора изменяется ее мощность, что приводит к изменению электрического напряжения, создаваемого электрогенератором. Для исключения потерь энергии, затрачиваемой на привод турбоэлектрогенератора 13, рабочее тело после его турбины поступает в камеру двигателя 5 на дожигание. Применение турбоэлектрогенератора 13 позволит минимизировать массу системы электропитания и управления 4 за счет минимизации массы накопителя энергии, например, аккумуляторной батареи 8, использовать ее только на запуске двигателя, а питание на основном режиме осуществлять с использованием турбоэлектрогенератора 13.
Работа двигательной установки (фиг. 8) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 1), отличие состоит в том, что для обеспечения длительной работы двигательной установки в процессе полета космического аппарата, ее многократного включения и исключения полной разрядки системы электропитания и управления 4, например, накопителя электрической энергии в виде аккумуляторной батареи 8, в процессе работы РД 3 и/или между его включениями используется подзарядка системы электропитания и управления 4 от солнечной батареи (солнечных батарей) 19, входящих в состав космического аппарата. Солнечная батарея (солнечные батареи) 19 соединены с системой электропитания и управления 4 через электронный блок электропитания и регулирования 9 линией/линиями подвода электрической энергии. Заряд от солнечной батареи (солнечных батарей) 19 через линию/линии подвода электрической энергии поступает в электронный блок электропитания и регулирования 9, из которого, после соответствующего преобразования - на зарядку накопителей энергии системы электропитания и управления 4. Применение солнечной батареи (солнечных батарей) 19 позволит минимизировать массу системы электропитания и управления 4 за счет минимизации массы накопителя энергии, например, аккумуляторной батареи 8.
Работа двигательной установки (фиг. 9) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 1), отличие состоит в том, что в составе РД 3 могут быть использованы БНА 20 и 21 (фиг. 9), обеспечивающие повышение давления на входе в насосы 6 и 7 до необходимого для кавитационной устойчивости системы питания и оптимальной частоты вращения насосов 6 и 7. БНА могут быть лопастными с электрическим, газовым или гидравлическим приводом, как единым, так и отдельным для каждого БНА, имеющими оптимальную для каждого из компонентов топлива мощность и частоту вращения, или струйными с питанием жидкостью высокого давления от насосов 6 и 7. Привод лопастных БНА может осуществляться отдельными для БНА по линии каждого из компонентов топлива электроприводами 22 и 23, имеющими оптимальную для каждого из компонентов топлива мощность и частоту вращения или единым электроприводом 24 (фиг. 10) для обоих БНА. В двигателях верхних ступеней или разгонных блоков для уменьшения гидравлических потерь БНА 20 и 21 могут быть расположены непосредственно на баках соответствующих компонентов топлива 1 и 2 (фиг. 11).
Для обеспечения управления вектором тяги двигателя 3 в процессе полета в состав РД 3 двигательной установки может быть включена система управления вектором тяги, включающая приводы системы управления вектором тяги 25 (фиг. 9), например, электрические, обеспечивающие по команде системы управления отклонение оси камеры двигателя 5 или всего РД 3 от первоначального положения в одной или нескольких плоскостях, в зависимости от требований системы управления летательного аппарата. Входящие в состав РД 3 гибкие элементы обеспечивают исключение передачи нагрузок между подвижными и неподвижными элементами двигательной установки, обеспечивают исключение нагрузок на газоводы и трубопроводы при отклонении оси камеры 5 или РД 3 от первоначального положения. В зависимости от того, осуществляется качание только камеры 5 или всего РД 3 гибкие элементы могут быть расположены в разных местах, например, по линиям входа первого 26 и второго 27 компонентов топлива при качании двигателя 3 целиком. При отклонении РД от первоначальной оси не происходит передачи усилия на конструкцию остальных элементов двигательной установки. По линиям подвода первого 28 и второго 29 компонентов топлива в камеру двигателя 5 (при качании только камеры двигателя), по линиям после БНА первого 30 и второго 31 компонентов топлива в камеру двигателя 5 (при качании камеры двигателя и ЭНА). Дополнительные гибкие элементы должны быть включены в схему двигательной установки при наличии системы подзарядки аккумуляторной батареи с использованием турбогенератора: по линиям подвода первого 32 и второго 33 компонентов топлива в газогенератор (фиг. 4, 5, 6), линии отвода рабочего тела после турбины турбоэлектрогенератора в камеру двигателя 34 (фиг. 4, 5, 7), линии подвода рабочего тела (газа) из рубашки охлаждения камеры двигателя к турбине турбоэлектрогенератора 35 (фиг. 7).
В случае применения в качестве компонентов топлива несамовоспламеняющихся компонентов, например, кислорода и керосина, кислорода и метана, кислорода и водорода, в составе РД 3 двигательной установки используется система воспламенения компонентов топлива 36 (фиг. 9), обеспечивающая первоначальное воспламенение компонентов топлива из баков 1 и 2 при их поступлении в камеру двигателя 5. В зависимости от применяемых компонентов топлива, размерности двигателя, необходимого темпа запуска, требований к повторному включению система воспламенения компонентов топлива 36 может быть:
- пиротехнической, воспламенение компонентов топлива осуществляется от продуктов сгорания пирозаряда;
- химической, воспламенение компонентов топлива осуществляется за счет выделения энергии при химической реакции специального пускового горючего с окислителем;
- лазерной, воспламенение компонентов топлива осуществляется от энергии, передаваемой лазером;
- электроплазменной, воспламенение компонентов топлива осуществляется электрическим зарядом с применением предварительно активированного одного или обоих компонентов топлива;
- электроискровой, воспламенение компонентов топлива осуществляется электрическим разрядом от электроискровой свечи.
Возможно применение и других видов систем воспламенения компонентов топлива.
Для исключения попадания посторонних частиц из баков, продуктов износа, возникающих при работе агрегатов двигателя, обеспечения требуемой чистоты компонентов топлива при движении компонентов топлива по трубопроводам и агрегатам РД 3 двигательной установки в состав двигательной установки могут быть включены фильтры (фиг. 9), расположенные, например: по линии первого 37 и второго 38 компонентов топлива, после БНА по линиям первого 39 и второго 40 компонентов топлива. Фильтры могут быть расположены и на других магистралях двигательной установки в зависимости от конкретных требований, предъявляемых к чистоте компонентов топлива. Фильтры обеспечивают задержание частиц, превышающих размеры, опасные для работы двигателя. Например, попадание посторонних частиц в насос окислителя может служить причиной его аварии.
Входящие в состав двигательной установки и РД 3 агрегаты регулирования обеспечивают точную настройку и регулирование работы двигателя. Например, изменение режима работы двигателя осуществляется за счет изменения частоты вращения насосов 6 и 7, а точная настройка режима может обеспечиваться многопозиционными или шаровыми клапанами, установленными на выходах из насосов. В состав РД 3 могут входить следующие агрегаты регулирования, например, клапаны (фиг. 9):
- входные клапаны по линии первого 41 и второго 42 компонентов топлива, обеспечивающие отделение баков 1 и 2 компонентов топлива от двигателя, что позволяет проводить с ним регламентные работы между пусками;
- клапаны после БНА по линии первого 43 и второго 44 компонентов топлива, позволяющие при использовании криогенных компонентов обеспечить предварительное захолаживание БНА с минимальным расходом компонентов топлива;
- главные клапаны (клапаны подачи компонентов топлива в камеру двигателя 5) по линии первого 45 и второго 46 компонентов топлива, позволяющие подключить камеру двигателя 5 при запуске и отключить при останове в точно заданное время, обеспечив заданные значения времени запуска и останова, импульса последействия.
Привод агрегатов автоматики, например, клапанов, в зависимости от размерности двигательной установки, наличия на борту космического аппарата или ракеты-носителя газа или жидкости высокого давления может быть пневматическим, гидравлическим или электрическим. Предпочтительным является применение шаровых клапанов с электрическим приводом.
Для поддержания теплового режима системы электропитания и управления, исключения перегрева электронного блока электропитания и регулирования 9 в процессе работы может быть использован теплообменник 47 (фиг. 9), использующий в качестве рабочего тела один или оба компонента топлива, обеспечивающий теплосъем и доведение температуры системы электропитания и управления до допустимого уровня.
Преимуществами приведенной двигательной установки являются:
- обеспечение оптимальных параметров насосов электронасосных агрегатов;
- обеспечение длительной работы и многократного включения двигательной установки за счет подзарядки накопителей энергии системы электропитания и управления, а в предельном случае их использования только при запуске двигательной установки;
- отсутствие в схеме двигателя двигательной установки напряженных турбин, за исключением схем с турбоэлектрогенератором;
- минимизация количества агрегатов автоматики и регулирования;
- обеспечения многократного включения двигательной установки за счет применения специальной системы воспламенения компонентов топлива;
- возможность реализации глубокого дросселирования двигателя, ограниченного только устойчивостью процессов в камере двигателя;
- реализация точной настройки работы двигателя за счет реализации различных механизмов регулирования - изменения частоты вращения электронасосных агрегатов и точной настройки расхода за счет агрегатов автоматики, например, шаровых клапанов с электроприводом;
- обеспечение кавитационной устойчивости системы питания за счет включения в схему бустерных насосных агрегатов с электрическим приводом;
- обеспечение надежного управления вектором тяги.
Таким образом, реализация предложенной двигательной установки обеспечит создание ракет-носителей и космических аппаратов многократного применения с широким диапазоном изменения параметров в полете. Предложенная схема двигательной установки может применяться как для жидкостных ракетных двигателей, так и для ядерных ракетных двигателей.