КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
OXYGEN-HYDROGEN LIQUID-PROPELLANT ENGINE

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим преимущественно на водороде и кислороде, 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.
Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2183759, МПК F02K 9/28, опубл. 20.06.2002 г. Этот кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в транспортных космических системах. Двигатель включает камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты. Кислородный насос одного турбонасосного агрегата снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием. Водородный насос другого турбонасосного агрегата снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. Выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода. Изобретение позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя и уменьшить его габариты при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого турбонасосного агрегата.
2
2
Недостатком является невозможность реализовать двигатель с давлением в камере сгорания более 250 кгс/см из-за того, что давление водорода, имеющего очень низкую плотность, не может быть повышено до 800-1000 кгс/см даже в многоступенчатом насосе.
Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2129222, МПК F02K 9/28, опубл. 20.04.1999 г. - прототип. Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, основной и вспомогательный турбонасосные агрегаты, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. Основной турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу главный кислородный насос, дополнительный кислородный насос, водородный насос и турбину. Вспомогательный турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу водородный насос и турбину. Главный кислородный насос соединен трубопроводом с головкой камеры. Дополнительный насос своим выходом соединен трубопроводами с головкой газогенератора и со входом гидравлической турбины кислородного бустерного насосного агрегата. Выход водородного насоса основного турбонасосного агрегата соединен с головкой газогенератора. Входы и выходы турбин основного и вспомогательного агрегатов соединены трубопроводами соответственно с выходом газогенератора и с головкой камеры. Выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов соединены со входом соответствующих насосов основного и вспомогательного турбонасосных агрегатов. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного агрегатов выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен с головкой камеры. Для повышения давления в камере с использованием для привода турбин водорода, протекающего через охлаждающий тракт камеры, выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного агрегата установлен параллельный кислородный насос. Использование изобретения улучшает энергомассовые характеристики двигательной установки с кислородно-водородными двигателями за счет увеличения тяги двигателей.
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. Кроме того, учитывая, что в качестве второго горючего чаще всего применяют водород, имеющий очень низкую плотность, для повышения давления второго горючего необходимо применить 10…15 и более ступеней насоса. При этом габариты ТНА (длина) значительно превысят габариты (преимущественно длину) камеры сгорания. Это создаст непреодолимые трудности при компоновке ЖРД и при управлении вектором тяги.
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).
Задачей создания изобретения является значительное улучшение удельных характеристик кислородно-водородного ЖРД, повышение его надежности, улучшение управляемости и уменьшение экономических затрат на запуск ракет, на которых этот ЖРД установлен.
Решение указанных задач достигнуто в кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, отличающемся тем, что он дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегаты окислителя и водорода имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.
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, а выход из насоса ТНА горючего - с входом в насос горючего дополнительного ТНА горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором.
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир выполнен сферическим. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты 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. Турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса. На камере сгорания выполнено верхнее силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги. Газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной. Газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Водородный жидкостный ракетный двигатель содержит, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха с дополнительным трубопроводом высокого давления, дополнительный пусковой клапан. Крепление всех ТНА может быть выполнено к нижнему силовому кольцу, которое выполнено на сопле, 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 чертежах фиг.1…18, где
- на фиг.1 приведена упрощенная пневмо-гидравлическая схема кислородно-водородного ЖРД,
- на фиг.2 приведена пневмо-гидравлическая схема ЖРД,
- на фиг.3 приведена конструктивная схема кислородно-водородного ЖРД,
- на фиг.4 приведена конструкция камеры сгорания,
- на фиг.5 приведен ТНА окислителя,
- на фиг.6 приведен ТНА горючего (водорода),
- на фиг.7 приведен первый дополнительный ТНА горючего,
- на фиг.8 приведен второй дополнительный ТНА горючего,
- на фиг.9 приведена схема наземного запуска,
- на фиг 10 приведена система многократного запуска ЖРД,
- на фиг.11 приведен вид в плане,
- на фиг.12 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,
- на фиг.13 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,
- на фиг.14 приведена электрическая схема ЖРД,
- на фиг.15 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,
- на фиг.16 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,
- на фиг.17 приведена схема крепления всех ТНА, установленных под углом,
- на фиг.18 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг.
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…18) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат горючего 4 и, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Для примера приведен кислородно-водородный ЖРД с двумя дополнительными ТНА горючего, первый дополнительный ТНА горючего 5 и второй турбонасосный агрегат горючего 6.
Камера сгорания 1 (фиг.1…4) 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 (фиг.2) 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.
Краткое описание всех ТНА
Как указано ранее предложенный двигатель содержит четыре ТНА 3…6 (фиг.1 и 2). Приведено краткое описание конструкции этих турбонасосных агрегатов - ТНА, более подробное описание турбонасосных агрегатов будет выполнено далее. ТНА окислителя 3 содержит основную турбину 18, встроенный в ТНА газогенератор 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21 и первую пусковую турбину 22.
ТНА горючего 4 содержит встроенный газогенератор первого горючего 23, вторую основную турбину 24, насос первого горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.
Первый дополнительный ТНА горючего 5 содержит третью основную турбину 27, первый насос второго горючего 29 и третью пусковую турбину 29. Второй дополнительный ТНА водорода 6 содержит четвертую основную турбину 30, насос горючего 31 и четвертую пусковую турбину 32.
Предложенный ЖРД работает на двух компонентах ракетного топлива:
- окислителе, жидком кислороде - «О»,
- водороде «Г».
Все компоненты ракетного топлива хранятся в топливных баках.
Горючее (водород) хранится в баке горючего 33 и подводится к соответствующему ТНА горючего 4 при помощи трубопровода горючего 34, содержащего ракетный клапан горючего 35. К баку горючего 33 в верхней части присоединен трубопровод наддува 36 с клапаном наддува 37.
Окислитель (кислород) хранится в баке окислителя 38, который трубопроводом окислителя 39, содержащим ракетный клапан окислителя 40, соединен с ТНА окислителя 4. К верхней части бака окислителя 38 присоединен трубопровод наддува 41 с клапаном наддува 42.
Основной особенностью предложенного кислородно-водородного ЖРД является то, что все насосы всех ТНА горючего, в приведенном примере ТНА 4…6, соединены последовательно по линии жидкого водорода, а все основные турбины всех ТНА горючего 4…6 соединены последовательно по линии газифицированного водорода.
Соединение насосов 25 и 28 ТНА 4 и 5 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 43, а соединение насосов 28 и 31 ТНА 5 и 6 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 44.
К выходу из насоса горючего 31 параллельно присоединены три системы:
- система охлаждения сопла 2, т.е. выход из насоса горючего 31 трубопроводом 45, содержащим клапан 46, соединен с нижним коллектором 11 для обеспечения охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1;
- система питания камеры сгорания жидким горючим, а именно выход из насоса горючего 31 трубопроводом 47, содержащим клапан 48, соединен с первым верхним коллектором 12;
- система питания горючим ТНА окислителя 3, которая содержит подсоединенный к выходу из насоса 31 трубопровод 49 с регулятором расхода горючего 50, имеющим привод 51, и клапаном 52 присоединен ко входу в газогенератор окислителя 19.
Система питания горючим (водородом) газогенератора горючего 23 выполнена последовательно с системой регенеративного охлаждения сопла 2. Она содержит трубопровод 53 с клапаном 54. Вход трубопровода 53 соединен с третьим верхним коллектором 14. Выход трубопровода 53 присоединен к входу в газогенератор горючего 23.
Выход газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24, а выход из второй основной турбины 24 газоводом 55 соединен с входом в третью основную турбину 27, выход из нее газоводом 56 соединен со входом в четвертую основную турбину 30, а выход их четвертой основной турбины 30 газоводом 57, содержащим клапан 58, соединен со вторым верхним коллектором 13.
Выход из первой основной турбины 18 газоводом 59 соединен с полостью 60 головки 7 камеры сгорания 1 для подачи «кислого» газа, т.е. продуктов сгорания с избытком окислителя в камеру сгорания 1 на всех режимах работы ЖРД.
Для обеспечения работоспособности газогенератора окислителя 19 он имеет системы подачи в него окислителя и горючего. Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу окислителя 61, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 62 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата горючего 4 и первого дополнительного ТНА горючего 5. Для питания газогенератора окислителя 19 горючим, как отмечалось ранее насос горючего 31 трубопроводом 49, содержащим регулятор расхода 50 с приводом 51 и клапан 52, соединен с газогенератором окислителя 19.
Газогенератор горючего 23 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25, как отмечалось ранее, трубопроводом горючего 53, содержащим клапан 54, соединен с газогенератором горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 63, содержащим регулятор расхода окислителя 64 с приводом 65 и клапан 66, соединен с газогенератором горючего 23. Выход из газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24.
Камера сгорания
Далее более подробно описана конструкция камеры сгорания 1 (фиг.4). Внутри камеры сгорания 1 (фиг.3) выполнены верхняя плита 67, средняя плита 68 и внутренняя плита 69 с зазорами (полостью) между ними 70 и 71. Выше верхней плиты 67, как упоминалось раньше, выполнена полость 60. Полость 70 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 71 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки кислого газа 72, форсунки жидкого горючего 73 и форсунки газифицированного горючего 74. Форсунки кислого газа 72 сообщают полость 60 с внутренней полостью 75 камеры сгорания 1. Форсунки жидкого горючего 73 сообщают полость 70 с внутренней полостью 75, форсунки газифицированного горючего 74 сообщают полость 71 с внутренней полостью 75. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 76.
На газоводе 59, на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 77, содержащий неподвижную часть 78 и подвижную часть 79. Центральный шарнир 77 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 77 закреплен на силовой раме 80, которая установлена внутри корпуса ракеты 81 (фиг.1 и 2). Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 82. В качестве привода 82 может быть использован гидроцилиндр 83, который при помощи шарнира 84 с одной стороны присоединен к силовой раме 80, а с другой - при помощи шарнира 85 на верхнем силовом кольце 86. Верхнее силовое кольцо 86 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 83 присоединена гидостанция 87. На головке 7 установлено запальное устройство 88.
Система продувки содержит баллон инертного газа 89, который трубопроводом 90, содержащим клапан 91, соединен с нижним коллектором 11. Подробное описание турбонасосных агрегатов.
Далее приведено более подробное описание всех четырех ТНА 3…6 (Фиг.5…8).
Всего в схеме ЖРД приведено четыре ТНА различной конструкции:
- турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3,
- турбонасосный агрегат горючего 4,
- первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5,
- второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего 6.
Турбонасосный агрегат окислителя.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.5), как упоминалось ранее, содержит первую основную турбину 18, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 20, первую пусковую турбину 22. Первая основная турбина 18 содержит входной корпус 92 с полостью 93, сопловой аппарат 94, рабочее колесо 95, выходной корпус 96 с полостью 97 и выходным обтекателем 98.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 99, установленный на опорах 100, 101 и 102, на нем установлен первый датчик частоты вращения 103. Газогенератор окислителя 19 (фиг.4) содержит боковую стенку 104, выполненную из двух оболочек: внутренней 105 и внешней 106 с зазором 107 между ними. На боковой стенке 104 выполнен коллектор 108, полость которого сообщается с зазором 107. Газогенератор окислителя 19 содержит головку 109 с полостью 110 и форсунки окислителя и горючего, соответственно 111 и 112. Форсунки окислителя 111 сообщают полость 110 с внутренней полостью 113, а форсунки горючего 112 сообщают полость 114, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 19 над его головкой 109 и соединена с зазором 107 - с внутренней полостью 113. Между газогенератором окислителя 19 и валом 99 выполнена изоляция 115. Газогенератор окислителя 19 имеет запальное устройство 116. К газогенератору окислителя 19, конкретно к полости 110 внутри головки 109 присоединен трубопровод окислителя 63. Другой конец трубопровода окислителя 61 соединен с выходом из насоса окислителя 20.
Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу 61, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 62 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата первого горючего 4 и первого ТНА второго горючего 5.
Для подачи окислителя в газогенератор горючего 23 выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 61, содержащим регулятор расхода окислителя 64 с приводом 65 и клапан 66, соединен с газогенератором горючего 23. К газогенератору окислителя 19, конкретно к коллектору 108 присоединен трубопровод горючего 49, содержащий регулятор расхода горючего 50 с приводом 51 и клапан горючего 52, другой конец подсоединен к второму турбонасосному агрегату горючего 6, конкретно - выходу из насоса горючего 31.
Первая пусковая турбина 22 содержит входной корпус 117 с полостью 118, сопловой аппарат 119, рабочее колесо 120, выходной корпус 121 с полостью 122. К выходу из пусковой турбины 18 присоединена выхлопная труба 123. К входному корпусу 121 первой пусковой турбины 22 присоединен трубопровод высокого давления 124 с первым пусковым клапаном 125.
Турбонасосный агрегат горючего.
Турбонасосный агрегат горючего 4 (фиг.6), как было приведено ранее, содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.
Газогенератор горючего 23 установлен соосно с ТНА горючего 4 над второй основной турбиной 24. Газогенератор горючего 23 (фиг.6) содержит боковую стенку 126, выполненную из двух оболочек: внутренней 127 и внешней 128 с зазором 129 между ними. На боковой стенке 126 выполнен коллектор 130. Газогенератор горючего 23 содержит головку 131 с полостью 132 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 133 и 134 соответственно и полость 135 между ними, а также форсунки окислителя и жидкого горючего, соответственно 136 и 137. Форсунки окислителя 136 сообщают полость 132 с внутренней полостью 138, а форсунки жидкого горючего 137 сообщают полость 135, которая соединена с зазором 129 с внутренней полостью 138. Газогенератор горючего 23 имеет запальное устройство 139. ТНА 4 имеет вал 140, установленный на опорах 141, 142 и 143. На валу 140 установлен второй датчик частоты вращения 144.
Вторая основная турбина 24 содержит входной корпус 145 с полостью 146, сопловой аппарат 147, рабочее колесо 148, выходной корпус 149 с полостью 150.
Вторая пусковая турбина 26 содержит входной корпус 151 с полостью 152, сопловой аппарат 153, рабочее колесо 154, выходной корпус 155 с полостью 156. К выходу из второй пусковой турбины 26 присоединена выхлопная труба 157. К входному корпусу 151 второй пусковой турбины 26 присоединен трубопровод высокого давления 158 с вторым пусковым клапаном 159.
ТНА горючего 4 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 160, выполненное внутри вала 140, и радиальные отверстия 161 и 162, выходящие соответственно в полости 163 и 164.
Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5 (фиг.7), как было указано ранее, содержит третью основную турбину 27, насос горючего 31 и третью пусковую турбину 29.
Третья основная турбина 27 содержит, в свою очередь, входной корпус 165 с полостью 166, сопловой аппарат 167, рабочее колесо 168, выходной корпус 169 с полостью 170 и выходным обтекателем 171.
Третья пусковая турбина 29 содержит входной корпус 172 с полостью 173, сопловой аппарат 174 и рабочее колесо 175, выходной корпус 176 с полостью 177 и раскручивающим аппаратом 178. К третьей пусковой турбине 29 присоединена выхлопная труба 179.
ТНА 5 имеет вал 180, установленный на опорах 181, 182 и 183. На валу 180 установлен третий датчик частоты вращения 184.
ТНА горючего 5 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 185, выполненное внутри вала 180, и радиальные отверстия 186 и 187, выходящие соответственно в полости 188 и 189.
Система запуска третьей пусковой турбины содержит трубопровод высокого давления 190 и третий пусковой клапан 191.
Второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего.
Второй дополнительный ТНА горючего 6 (фиг.8), как упоминалось ранее, содержит четвертую основную турбину 30, второй насос второго горючего 31 и четвертую пусковую турбину 32. Четвертая основная турбина 30 содержит, в свою очередь, входной корпус 192 с полостью 193, входной обтекатель 194, сопловой аппарат 195, рабочее колесо 196, спрямляющий аппарат 197, выходной корпус 198 с полостью 199.
Кроме того, второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит насос горючего 31, четвертую пусковую турбину 32 с входным корпусом 200 с полостью 201, сопловой аппарат 202, рабочее колесо 203, спрямляющий аппарат 204, выходной корпус 205 с полостью 206 и выходным обтекателем 207. К выходному корпусу 207 присоединена выхлопная труба 208. Второй дополнительный ТНА горючего 6 имеет вал 209. Вал 209 установлен на опорах 210 и 211. На валу 209 этого ТНА установлен четвертый датчик частоты вращения 212. ТНА 6 оборудован системой охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит выполненное внутри вала осевое отверстие 213 и радиальные отверстия 214 и 215. Эти отверстия сообщают осевое отверстие 213 с полостями 216 и 217, в которых установлены опоры 210 и 211.
Для ускорения и стабилизации процесса запуска второго дополнительного ТНА горючего 6 предназначена четвертая пусковая турбина 32, которая работает на сжатом воздухе (газе), который трубопроводом высокого давления 218, содержащим бортовой пусковой клапан 219, соединен с входным корпусом 200, точнее с полостью 201 четвертой пусковой турбины 32.
Система запуска ЖРД
Для запуска предложенного ЖРД, особенно, если он установлен на первой ступени ракеты, целесообразно использовать наземную систему запуска, содержащую наземный баллон 220, наземный трубопровод 221, наземный клапан 222, быстроразъемное соединение 223 и обратный клапан 224 (фиг.10). Быстроразъемное соединение 223 выполнено на торце ракеты (линия разъема), а обратный клапан 224 - на ракете.
Система повторного запуска ЖРД
ЖРД может быть оборудован системой повторного запуска, которая содержит дополнительный баллон 225, дополнительный трубопровод 226 с дополнительным клапаном 227, подключенным к трубопроводам высокого давления 124, 158, 190 и 218 (фиг.9).
Система продувки ЖРД
Система продувки ЖРД приведена на фиг.2 и содержит, как упоминалось ранее, баллон инертного газа 89, к которому присоединены трубопроводы продувки 90 с клапаном продувки 91. Трубопровод продувки 91 присоединен к нижнему коллектору 11. Система продувки обеспечивает продувку магистралей горючего.
Система управления ЖРД
На ЖРД установлен бортовой компьютер 228 (фиг.1 и 11), к которому электрическими связями 229 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также все запальные устройства. К бортовому компьютеру 228 электрическими связями 229 (фиг.11) подключены:
- пусковые клапаны 125, 159, 191, 219 и 227,
- запальные устройства 116 и 139,
- ракетные клапаны 35 и 40,
- клапаны 37, 42, 46, 48, 52, 54, 58 и 66,
- привод 54 регулятора расхода горючего 53, привод 51 регулятора расхода окислителя 50, привод 65 регулятора расхода окислителя 56,
- датчики частоты вращения 113, 144, 184 и 212.
Крепление турбонасосных агрегатов
Крепление всех ТНА 3…6 выполнено при помощи тяг. 230…233 соответственно (фиг.13…16). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.15) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10), фиг.16, выполнен нижний силовой пояс 234, к которому крепятся при помощи шарниров 235 тяги 230…233. К ТНА 3…6 тяги 230…233 крепятся при помощи шарниров 236. ТНА 3…6 могут быть установлены параллельно продольной оси камеры сгорания (фиг.15 и 16) или под углом к ней (фиг.17). При этом все ТНА 3…6 могут быть установлены под одинаковыми углами к оси камеры сгорания. Возможно крепление всех ТНА при помощи пар тяг (фиг.18).
Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений в ТНА 3…6 на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.
Работа ЖРД
1. Запуск ЖРД
Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.
Открывают клапаны наддува 37 и 42, включают наддув, потом открывают ракетные клапаны 33 и 40 (фиг.1 и 2). Окислитель и горючее из баков 35 и 38 поступают во все ТНА 3…6.
Открывают пусковые клапаны 222, 125, 159, 191 и 219 (фиг.14) и сжатый воздух (газ) из наземного баллона сжатого воздуха 220 (фиг.10) по трубопроводам 218, 124, 158 и 190 поступает в первую, вторую, третью и четвертую пусковые турбины 22, 26, 29 и 32 и раскручивает валы 99, 140, 180 и 209. Датчики частоты вращения 103, 144, 184, и 212 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 42, 48, 52 и 54. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 19 и 23. Потом с бортового компьютера 228 по линии связи 229 подают сигнал на запальные устройства 88, 116 и 139. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в двух газогенераторах 19 и 23, 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 75, где воспламеняются при помощи запальных устройств 76. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2 до 100…200°С. В дальнейшем температура продуктов неполного сгорания горючего повышается до 1200…1500°С в газогенераторе горючего 23, но уменьшается до 900…1000°С сначала в третьей основной турбине 27, потом в четвертой основной турбине 30. Тем не менее, энергетического потенциала продуктов неполного сгорания второго горючего (т.е. с избытком горючего) будет вполне достаточно для привода третьей и четвертой основных турбин 27 и 30.
2. Регулирование ЖРД
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют - привод 51 регулятора расхода горючего 50, привод 65 регулятора расхода окислителя 64, используя заранее запрограммированные сигналы с компьютера 228, передаваемые по электрическим связям 229.
Применение двух и боле турбонасосных агрегатов горючего позволит 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 посредством поворота камеры сгорания 1 относительно центрального шарнира 77 при помощи привода (приводов) качания 82. Приводы качания 82 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух пар ТНА 3…6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3…6 и вращение пар валов 99, 140, 180 и 209 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 91 и инертным газом их баллона 89 продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.
6. Повторное включение
Для повторного включения открывают дополнительный пусковой клапан 227 и сжатый воздух по дополнительному трубопроводу 226 из дополнительного баллона 223 подается в пусковые турбины 22, 26, 29 и 32, которые раскручивают ТНА 3…6 (фиг.9).
Применение изобретения позволит:
Значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес:
2
- за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, и за счет значительно более высокого давления в камере сгорания (800…1000 кгс/см) и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания,
2
- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя последовательные гидравлические схемы по линии горючего, повысить давление на выходе второго горючего до 1000 кгс/см и соответственно повысить давление в камере сгорания.
Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.
Повысить надежность запуска ЖРД, исключив влияние внешних факторов и температуры компонентов ракетного топлива.
Уменьшить длину ТНА и насосов второго горючего за счет применения двух последовательно соединенных ТНА.
Улучшить управляемость вектором тяги ЖРД за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения относительно камеры сгорания четырех ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания, и приблизительно одинаковые гироскопические моменты роторов.
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Наиболее оптимально использование ракет, оснащенных такими ЖРД, для вывода на орбиту спутников систем глобального дистанционного позиционирования.
Так как двигатель обладает сверхвысокими удельными энергетическими и весовыми характеристиками, то страна, первая внедрившая этот двигатель, будет несколько сот лет обладать решающим преимуществом в ракетной технике.