МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ С АТОМНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
MULTI-STAGE CARRIER ROCKET WITH NUCLEAR ROCKET ENGINES

Изобретение (группа изобретений) относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на водороде, и использование как дополнительного источника энергии ядерного реактора.
В качестве маршевых двигателей для мощных ракет-носителей часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными.
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 по патенту РФ № 2095607 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 не приемлема, 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.
Основной элемент выходного устройства реактивного двигателя и двигателя с комбинированной тягой - это реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газа, выходящего из турбины или форсажной камеры газотурбинного двигателя или из камеры сгорания (или другого устройства для подогрева рабочего тела) ракетного двигателя, сопровождаемое увеличением его скорости и кинетической энергии. Расширение газа в реактивном сопле происходит до давления окружающей среды на расчетном режиме сопла и до давления, отличного от давления окружающей среды, на нерасчетных режимах сопла. Скорость истечения газа из реактивного сопла воздушно-реактивного двигателя на расчетном режиме сопла определяет при данной скорости полета величину удельной тяги двигателя. Скорость истечения газа из реактивного сопла ракетного двигателя на расчетном режиме сопла определяет величину удельной тяги двигателя независимо от скорости полета. Скорость истечения газа из реактивного сопла современных реактивных двигателей в земных статических условиях доходит до 1000 м/с и более у воздушно-реактивных двигателей и до 3000 м/с и более у ракетных двигателей. Различают регулируемое и нерегулируемое реактивное сопло. Регулируемое сопло снабжается устройством для изменения его сечения при работе двигателя. В дозвуковом сужающемся сопле регулирование состоит, как правило, в изменении площади выходного сечения сопла. В сверхзвуковом сопле регулированию подвергаются как площадь критического сечения, так и площадь выходного сечения сопла. Регулируемое сопло применяется в турбореактивных двигателях с форсажной камерой, а также в некоторых других газотурбинных, воздушно-реактивных и ракетных двигателях. Сопло ракетного двигателя называется также соплом камеры двигателя, или просто соплом, и его регулирование практически не применяется из-за очень высокой температуры истечения продуктов сгорания.
Задача создания изобретения: улучшение технических характеристик ракеты, уменьшение ее веса и увеличение дальности полета.
Решение указанных задач достигнуто в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей не менее двух ракетных ступеней с атомными ракетными двигателями и ядерный реактор, соединенный трубопроводами рециркуляции с ними, отличающейся тем, что ядерный реактор установлен в самой верхней ракетной ступени.
Решение указанных задач достигнуто в атомном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, и турбонасосный агрегат, в свою очередь, содержащий насосы окислителя и горючего и основную и пусковую турбины, газогенератор, установленный соосно с турбонасосным агрегатом, отличающемся тем, что выход из насоса горючего соединен с входом в систему регенеративного охлаждения и с входом в газогенератор, выход из насоса окислителя соединен со вторым входом в газогенератор, выход из газогенератора соединен с цилиндрической частью камеры сгорания, внутри которой установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции теплоносителя с ядерным реактором.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…2, где
на фиг.1 приведена схема многоступенчатой ракеты-носителя с атомными ракетными двигателями и ядерным реактором на одной из ракетных ступеней,
на фиг.2 приведена схема атомного ракетного двигателя.
Многоступенчатая ракета-носитель (фиг.1 и 2) может содержать не менее двух ракетных ступеней. В дальнейшем описание выполнено на примере двухступенчатой ракеты-носителя. Многоступенчатая ракета-носитель содержит две ракетные ступени 1 и 2, соединенные соединительной фермой 3, и головную часть ракеты 4. Внутри корпусов первой и второй ракетных ступеней 1 и 2 размещены баки окислителя 5 и баки горючего 6. На первой ракетной ступени 1 установлен атомный ракетный двигатель 7, на второй ракетной ступени 2, установлен атомный ракетный двигатель 8. На самой верхней ракетной ступени, в нашем примере - на второй ракетной ступени 2, установлен ядерный реактор 9. Применение одного ядерного реактора для энергообеспечения всех ракетных ступеней позволило уменьшить стартовый вес ракеты, так как ядерный реактор - самый тяжелый компонент ракеты-носителя. На обеих ракетных ступенях 1 и 2 баки окислители 5 соединены трубопроводами окислителя низкого давления 10, содержащими клапаны окислителя 11, с атомными ракетными двигателями 7 и 8 соответственно. Баки горючего 6 соединены трубопроводами горючего низкого давления 12, содержащими клапаны 13 с атомными ракетными двигателями 7 и 8. Атомные ракетные двигатели 7 и 8 могут иметь одинаковую конструкцию, но разные габариты.
Атомные ракетные двигатели 7 и 8 содержат камеры сгорания 14, внутри которых установлены теплообменники 15 и турбонасосные агрегаты ТНА 16. Ядерный реактор 9 трубопроводами циркуляции теплоносителя 17 и 18, в одном из которых установлен насос циркуляции 19, соединен с атомными ракетными двигателями 7 и 8. В трубопроводах циркуляции теплоносителя 17 и 18, идущих к двигателю 7 (двигателям, если их несколько) первой ступени 1, установлены обратные клапаны 20 (фиг.1).
Описание конструкции атомного ракетного двигателя 7 в дальнейшем приведено на примере двигателя для первой ступени 1. Каждый атомный ракетный двигатель 7 (фиг.1 и 2) содержит камеру сгорания 14 и турбонасосный агрегат 16. Камера сгорания 14 содержит головку 21 камеры сгорания 7, цилиндрическую часть 22 и сверхзвуковое сопло 23. Турбонасосный агрегат ТНА 16 (фиг.2), в свою очередь, содержит насос окислителя 24, насос горючего 25, пусковую турбину 26, установленные в корпусе 27, основную турбину 28, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 16.
Газогенератор 29 установлен над основной турбиной 28 соосно с турбонасосным агрегатом 16 и имеет в верхней части полости «А» и «Б». Корпус 27 может быть общим для турбонасосного агрегата 16 и газогенератора 29 и может иметь необходимые разъемы для обеспечения сборки. Сверхзвуковое сопло 6, выполнено из двух оболочек 30 и 31 и зазором «В», который образует систему регенеративного охлаждения. На наружной поверхности камеры сгорания 14 установлен коллектор горючего 33. К коллектору горючего 32 подключен основной трубопровод горючего 34, в котором установлен отсечной клапан горючего 35. Также к выходу из насоса горючего 25 подключен дополнительный трубопровод горючего 36, в котором установлен регулятор расхода 37 с приводом 38, клапан горючего 39 и который соединен с полостью «Б» газогенератора 14. Выход из насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 40 через клапан окислителя 41 тоже соединен с газогенератором 16, точнее с полостью «А». В верхней части газогенератора 16 установлены форсунки окислителя 42 и форсунки горючего 43, и запальные устройства 44. Выход из газогенератора 29 соединен с головкой 21 камеры сгорания 14 газоводом 45. К пусковой турбине 26 подстыкован трубопровод 46 с пусковым клапаном 47, предназначенным для запуска пусковой турбины 26, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. Атомный ракетный двигатель 7 имеет блок управления 48, к которому электрическими связями 49 подсоединены отсечной клапан горючего 35, отсечной клапан окислителя 41, дополнительный отсечной клапан горючего 39, привод 32 регулятора расхода 31 и пусковой клапан 47. К коллектору горючего 32 подключен продувочный трубопровод 49 с клапаном продувки 50. Продувка осуществляется инертным газом, например азотом. Теплообменники 15 установлены внутри цилиндрической части камеры 22 камеры сгорания 14 и предназначены для обеспечения подогрева газов, истекающих из сверхзвукового сопла 23.
При запуске двигательной установки с блока управления 48 подаются сигналы на пусковой клапан 47. Воздух высокого давления (или инертный газ, или продукты газификации однокомпонентного топлива) с наземной системы по трубопроводу 46 подается на пусковую турбину 26 и раскручивает ТНА 16 (точнее его ротор). Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 24 и насоса горючего 25 возрастает. Подается сигнал на открытие отсечных клапанов горючего 39, окислителя 41 и дополнительного отсечного клапана горючего 39. Окислитель и горючее поступает газогенератор 29. Подается сигнал на запальные устройства 44, топливная смесь в газогенераторе 12 воспламеняется. Одновременно или заранее запускают ядерный реактор 9 и насос 19. По трубопроводу циркуляции 17 теплоноситель (жидкий натрий) насосом 19 подается в теплообменник 15 атомного ракетного двигателя 7 первой ступени 1. Одновременно большая часть горючего (жидкого водорода) из выхода насоса горючего 25 подается по основному трубопроводу горючего 34 в коллектор горючего 32 и далее проходит в зазоре «В» между оболочками 30 и 31 системы регенеративного охлаждения, проходит в головку камеры сгорания 21 и далее внутрь цилиндрической части 22 камеры сгорания 14. На вход в теплообменник 15, таким образом, поступает смесь продуктов сгорания, которая состоит в основном из горючего (жидкого водорода) и имеет относительно невысокую температуру: от 300 до 500°С. Эта смесь подогревается в теплообменнике 15 до 3000-4000°С и с очень большой скоростью, М=5-10, истекает из сверхзвукового сопла 23, создавая реактивную тягу.
После выработки окислителя и горючего из баков 5 и 6 первой ракетной ступени 1 атомный ракетный двигатель 7 отключается, т.е. закрываются клапаны 47, 35, 39 и 41. Открывается продувочный клапан 50. Первая ракетная ступень 1 отбрасывается посредством пироболтов, установленных в соединительной ферме 3 (не показано). Запускается атомный ракетный двигатель 8 второй ракетной ступени 2. Обратные клапаны 20 препятствуют утечке теплоносителя (жидкого натрия) при отстыковке первой ракетной ступени 1. Регулирование тяги и блока управления 48 осуществляется подачей сигналов на привод 32.
Применение группы изобретений позволило
1. Значительно увеличить дальность полета ракеты-носителя при ее одинаковом стартовом весе за счет применения ядерного горючего в качестве источника энергии для двигателей всех ступеней многоступенчатой ракеты-носителя.
2. Оптимизировать стартовый вес ракеты за счет применения только одного ядерного реактора для энергоснабжения всех ракетных ступеней.
3. Обеспечить хорошие технические характеристики двигательной силовой установки за счет размещения теплообменника в цилиндрической части камеры сгорания.
4. Обеспечить плавное регулирование режима работы двигательной силовой установки в широком диапазоне режимов.
5. Обеспечить надежную работу сверхзвукового сопла при высоких температурах продуктов истечения за счет большого хладоресурса жидкого водорода.