СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПИТАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

1. Устройство питания для питания создающей тягу камеры (10) ракетного двигателя (100) по меньшей мере одним первым компонентом ракетного топлива и по меньшей мере одним вторым компонентом ракетного топлива, включающее в себя:
по меньшей мере один первый бак (12) для вмещения первого компонента ракетного топлива;
по меньшей мере один второй бак (14) для вмещения второго компонента ракетного топлива;
по меньшей мере один первый контур (16) питания для питания создающей тягу камеры (10), соединенный с первым баком; и
по меньшей мере один второй контур (18) питания для питания создающей тягу камеры (10), соединенный со вторым баком;
причем упомянутое устройство питания, отличающееся тем, что упомянутый первый контур (16) питания включает в себя по меньшей мере один турбонасос (22) по меньшей мере с одним насосом (22a) для перекачивания первого компонента ракетного топлива из первого бака (12) и по меньшей мере одну турбину (22b), механически соединенную с упомянутым насосом (22a), причем упомянутый первый контур (16) питания соединяет выход насоса (22a) со входом турбины (22b) турбонасоса (22) через теплообменник (24), выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым создающей тягу камерой (10), для приведения в действие турбины (22b) турбонасоса (22) за счет расширения нагретого первого компонента ракетного топлива, а также тем, что упомянутый второй контур (18) питания выполнен с возможностью питания создающей тягу камеры (10) через входной клапан (30) вторым компонентом ракетного топлива из второго бака (14), который выполнен с возможностью повышения в нем давления до давления выше, чем давление, которое существует в создающей тягу камере (10), для того, чтобы питать упомянутую создающую тягу камеру, а также тем, что упомянутый входной клапан (30) второго контура (18) питания является регулируемым клапаном, который служит для регулирования скорости потока и таким образом количества второго компонента ракетного топлива, питающего создающую тягу камеру (10).
2. Устройство питания по п. 1, в котором по меньшей мере один третий бак (32) выполнен с возможностью вмещения сжатого газа, причем упомянутый третий бак (32) соединен со вторым баком (14) через редукционный клапан (36).
3. Устройство по п. 1, в котором первый контур (16) питания включает в себя бустерный насос (40), соединенный с турбиной (42), которая выполнена с возможностью приведения ее в действие за счет расширения сжатого газа, причем упомянутый бустерный насос (40) расположен ниже по потоку от первого бака (12) и выше по потоку от насоса (22a) турбонасоса (22).
4. Устройство по п. 3, в котором упомянутая турбина (42), соединенная с бустерным насосом (40), расположена ниже по потоку от третьего бака (32) и выше по потоку от второго бака (14) второго компонента ракетного топлива.
5. Устройство питания по п. 3 или 4, в котором первый компонент ракетного топлива входит в насос (22a) турбонасоса (22) в направлении тяги создающей тягу камеры (10).
6. Устройство питания по п. 1, в котором второй бак (14) сделан из металла.
7. Устройство питания по п. 1, в котором второй бак (14) сделан из армированного композиционного материала.
8. Устройство питания по п. 1, в котором первый компонент ракетного топлива является жидким водородом, и в котором второй компонент ракетного топлива является жидким кислородом.
9. Устройство питания по п. 2, в котором сжатый газ, содержащийся в третьем баке (32), является гелием.
10. Устройство по п. 1, в котором первый контур (16) питания включает в себя клапан (27) питания, расположенный ниже по потоку от насоса (22a) турбонасоса (22) и выше по потоку от теплообменника (24).
11. Устройство по п. 1, в котором первый контур (16) питания включает в себя перепускной клапан (28), расположенный ниже по потоку от теплообменника (24) и выше по потоку от входа в создающую тягу камеру (10).
12. Устройство по п. 11, в котором перепускной клапан (28) является регулируемым.
13. Устройство по п. 11 или 12, в котором первый контур (16) питания включает в себя двухпозиционный клапан ниже по потоку от насоса (22a) турбонасоса (22) и выше по потоку от теплообменника (24).
14. Способ питания создающей тягу камеры (10) ракетного двигателя (100) первым и вторым компонентами ракетного топлива, отличающийся тем, что
первый компонент ракетного топлива перекачивают из первого бака (12) к создающей тягу камере (10) через первый контур (16) питания создающей тягу камеры по меньшей мере одним насосом (22a) турбонасоса (22), включающего в себя упомянутый насос (22a) и турбину (22b), которая механически соединена с насосом (22a), причем первый контур (16) питания соединяет выход насоса (22b) со входом турбины (22a) через теплообменник (24), выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым в создающей тягу камере (10), для того, чтобы привести в действие турбину (22b) турбонасоса (22) за счет расширения первого компонента ракетного топлива после нагрева в теплообменнике (24);
тем, что повышают давление второго компонента ракетного топлива во втором баке (18) до внутреннего давления, которое выше, чем внутреннее давление создающей давление камеры (10);
тем, что второй компонент ракетного топлива выталкивают к создающей тягу камере (10) за счет внутреннего давления упомянутого второго бака (14) через второй контур (18) питания создающей тягу камеры (10), связанный со вторым баком (14), причем упомянутый второй контур включает в себя входной клапан (30); и
тем, что упомянутый входной клапан (30) второго контура (18) питания является регулируемым клапаном, который позволяет регулировать скорость потока и таким образом количество второго компонента ракетного топлива, питающего создающую тягу камеру (10).