УСОВЕРШЕНСТВОВАННЫЙ СПОСОБ ЗАПУСКА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

1. Способ инициирования горения в двигателе космического летательного аппарата, включающий:
приведение в действие нагревателя (25) для нагревания баков (23, 24) для первого и второго компонентов ракетного топлива;
ожидание достижения нагревателем (25) установившегося режима;
23
13
13
повышение давления с помощью нагревателя (25) в первом баке (23), содержащем первый компонент ракетного топлива в жидком состоянии, до достижения первой пороговой величины (Р) давления, и одновременное заполнение первого бака (13) воспламенителя первым компонентом ракетного топлива в газообразном состоянии до достижения первых пороговых величин температуры (Т) и давления (Р) воспламенения;
24
14
14
повышение давления с помощью нагревателя (25) во втором баке (24), содержащем второй компонент ракетного топлива в жидком состоянии, до достижения второй пороговой величины (Р) давления, и одновременное заполнение второго бака (14) воспламенителя вторым компонентом ракетного топлива в газообразном состоянии до достижения вторых пороговых величин температуры (Т) и давления (Р) воспламенения; и
инжекцию первого и второго компонентов ракетного топлива в газообразном состоянии, находящихся в первом и втором баках (13 и 14) воспламенителя, в воспламенитель (12) двигателя для инициирования горения.
2. Способ по п.1, в котором первым компонентом ракетного топлива является жидкий кислород, а вторым компонентом ракетного топлива является жидкий водород.
3. Способ по п.1 или 2, в котором после инициирования горения осуществляют запуск космического летательного аппарата.
4. Способ по любому из пп.1-3, в котором повышение давления в первом баке (23) и повышение давления во втором баке (24) осуществляют последовательно.
5. Способ по любому из пп.1-3, в котором повышение давления в первом баке (23) и повышение давления во втором баке (24) осуществляют одновременно.
6. Система, содержащая:
первый бак (23) для жидкого компонента ракетного топлива и второй бак (24) для жидкого компонента ракетного топлива;
воспламенитель (12) двигателя космического летательного аппарата, питаемый газообразными компонентами ракетного топлива посредством первого бака (13) воспламенителя и второго бака (14) воспламенителя; и
нагреватель (25) для повышения давления в первом баке (23) для жидкого компонента ракетного топлива и во втором баке (24) для жидкого компонента ракетного топлива; и
контроллер (15), выполненный с возможностью управления нагревателем (25) так, чтобы повышать давление в первом и втором баках (23, 24) для жидкого компонента ракетного топлива с помощью нагревателя (25) в установившемся режиме;
отличающаяся тем, что контроллер (15) и нагреватель (25) выполнены с возможностью:
13
13
подавать, при повышении давления в первом баке (23) для компонента жидкого ракетного топлива, первый компонент ракетного топлива в газообразном состоянии в первый бак (13) воспламенителя до достижения пороговых величин температуры (Т) и давления (Р) воспламенения;
14
14
подавать, при повышении давления во втором баке (24) для компонента жидкого ракетного топлива, второй компонент ракетного топлива в газообразном состоянии во второй бак (14) воспламенителя до достижения пороговых величин температуры (Т) и давления (Р) воспламенения;
при этом контроллер (15) выполнен с возможностью обеспечения инжекции содержимого первого бака (13) воспламенителя и второго бака (14) воспламенителя в воспламенитель (12) двигателя космического летательного аппарата для инициирования горения.
7. Система по п.6, в которой первым компонентом ракетного топлива является жидкий кислород, а вторым компонентом ракетного топлива является жидкий водород.
8. Система по п.6 или.7, в которой контроллер (15) выполнен с возможностью приведения в действие двигателя космического летательного аппарата после инициирования горения путем инжекции содержимого первого бака (13) воспламенителя и второго бака (14) воспламенителя в воспламенитель (12) двигателя космического летательного аппарата.
9. Система по любому из пп.6-8, в которой контроллер (15) выполнен с возможностью управления нагревателем (25) таким образом, что питание первого бака (13) воспламенителя и второго бака (14) воспламенителя осуществляется последовательно или одновременно.
10. Система по любому из пп.6-9, в которой
первый бак (13) воспламенителя соединен с воспламенителем (12) посредством первого клапана (131) воспламенителя и с нагревателем с помощью первого питающего клапана (132); и
второй бак (14) воспламенителя соединен с воспламенителем (12) посредством второго клапана (141) воспламенителя и с нагревателем с помощью второго питающего клапана (142);
при этом контроллер (15) выполнен с возможностью управления открытием и закрытием первого и второго клапанов воспламенителя и первого и второго питающих клапанов (131, 132, 141 и 142).
11. Космический летательный аппарат, содержащий жидкостный ракетный двигатель и систему по любому из пп.6-10.