ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
THREE-COMPONENT LIQUID-PROPELLANT ENGINE

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.
2
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/см.
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.
2
2
Эта схема ЖРД обеспечивает работу камеры сгорания при 200…300 кгс/см. Дальнейшее форсирование ЖРД по давлению в камере сгорания, например до 800…1000 кгс/см, 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.
2
2
2
2
2
3. Невозможно создать ЖРД с давлением в камере сгорания более 250 кгс/м. 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/см потери давления второго горючего только в системе охлаждения достигнут 450 кгс/см 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/см, не удастся спроектировать ЖРД с давлением в камере сгорания более 300 кгс/см.
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.