СИСТЕМА ЗАПУСКА КРИОГЕННОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА
SPACE OBJECT CRYOGENIC LIQUID-PROPELLANT ENGINE STARTING SYSTEM

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо.
Известны система запуска жидкостного ракетного двигателя путем раскрутки турбонасосного агрегата сжатым газом. При этом сжатый газ (например, гелий) подается из аккумулятора давления на лопатки турбонасосного агрегата (см. М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели», М., «Машиностроение», 1968, с.228). Газ в аккумулятор давления (например, баллон) заправляется на стартовом устройстве в количестве, необходимом для раскрутки турбонасосного агрегата до момента поступления в турбонасосный агрегат рабочего тела из работающего жидкостного ракетного двигателя (например, горячего газа, отбираемого из газогенератора).
Кроме того, возникает необходимость охлаждения сопла жидкостного ракетного двигателя, которая осуществляется подачей одного из компонентов топлива в рубашку камеры сгорания и рубашку сопла при наружном охлаждении, и дополнительно горючее подается на охлаждение внутренней стенки сопла при внутреннем охлаждении, где оно частично дожигается и выбрасывается вместе с газами в процессе работы жидкостного ракетного двигателя (см. М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели», М., «Машиностроение», 1968, с.117, 118).
Недостатками данной системы запуска жидкостного ракетного двигателя является:
- необходимость иметь на борту космического объекта запас большого объема рабочего тела и, соответственно, необходимого количества баллонов для его хранения, что существенно ухудшает массовые характеристики космического объекта;
- дополнительный расход горючего на охлаждение внутренней стенки сопла жидкостного ракетного двигателя, что также ухудшает массовые характеристики космического объекта из-за неполного сгорания горючего.
Задачей предложенной системы является запуск криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта при снижении массы двигательной установки космического объекта.
Задача решается за счет того, что в систему запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом, газогенератором, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата, с наружным охлаждением камеры сгорания и сопла в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива, баллоны высокого давления с клапаном зарядки, введен расходный трубопровод с клапаном криогенного топлива, по входу сообщенный с криогенным топливным баком, а по выходу через турбонасосный агрегат с рубашкой камеры сгорания и рубашкой сопла жидкостного ракетного двигателя. Введен также трубопровод, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива, с газогенератором и через пусковой клапан - с баллонами высокого давления. Введен также трубопровод с клапаном подпитки, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания с баллонами высокого давления.
На чертеже схематично представлена система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта, где:
1. криогенный топливный бак;
2. турбонасосный агрегат блока подачи криогенного топлива;
3. баллоны высокого давления;
4. клапан криогенного топлива;
5. трубопроводы;
6. турбонасосный агрегат;
7. газогенератор;
8. рубашка камеры сгорания;
9. рубашка сопла;
10. выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла;
11. турбина турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива;
12. выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания;
13. расходный клапан;
14. расходный трубопровод;
15. клапан подпитки;
16. пусковой клапан;
17. клапан зарядки;
18. турбина турбонасосного агрегата;
19. камера сгорания;
20. сопло;
21. трубопровод подпитки.
В систему запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом 6, газогенератором 7, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата 18, с наружным охлаждением камеры сгорания 19 и сопла 20 в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива 2, баллоны высокого давления 3 с клапаном зарядки 17, введен расходный трубопровод 14 с клапаном криогенного топлива 4, по входу сообщенный с криогенным топливным баком 1, а по выходу через турбонасосный агрегат 6 с рубашкой камеры сгорания 8 и рубашкой сопла 9 жидкостного ракетного двигателя. Введен также трубопровод 5, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла 10 жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11, с газогенератором 7 и через пусковой клапан 16 - с баллонами высокого давления 3. Введен также трубопровод подпитки 21 с клапаном подпитки 15, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания 12 с баллонами высокого давления 3.
Клапаны 4, 13, 15 и 16 обеспечивают временную работу агрегатов 2, 3, 6, 7, 8, 9 в соответствии с циклограммой работы двигательной установки.
При предварительной раскрутке турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и турбины турбонасосного агрегата 18 распределение газа, поступающего из баллонов высокого давления 3, может обеспечиваться, например, с помощью дроссельных устройств, установленных в соответствующих трубопроводах.
Из баллонов высокого давления 3 газ расходуется, например, на работу сопел управления для управления полетом космического объекта, на наддув криогенного топливного бака 1 и на работу двигателей для создания перегрузки при запуске жидкостного ракетного двигателя и др.
В качестве клапанов 4, 13, 15, 16 и 17 могут быть применены, например, электропневмоклапаны, управление которыми производится подачей на них электрического тока.
Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта работает следующим образом.
При подготовке космического объекта к полету на стартовом комплексе баллоны высокого давления 3 первоначально заправляются газом от наземных устройств зарядки при открытым клапане зарядки 17.
В процессе запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя газом из баллонов высокого давления 3 ведется предварительная раскрутка турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и турбины основного турбонасосного агрегата 18. Жидкое криогенное топливо поступает в рубашку камеры сгорания 8 и в рубашку сопла 9 для их охлаждения.
Испаренное криогенное топливо из рубашки сопла 9 поступает на турбину турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и в газогенератор 7, обеспечивая их дальнейшую работу.
Выработанный газогенератором 7 газ (например, сжигание горючего с избытком окислителя - «кислый газ») раскручивает турбину основного турбонасосного агрегата 18, после чего поступает в камеру сгорания 19 жидкостного ракетного двигателя, где дожигается путем подачи горючего, создавая в сопле 20 реактивную тягу, при этом начальное воспламенение в газогенераторе 7 и камере сгорания 19 обеспечивается, например, подачей пускового горючего.
Далее после выхода криогенного жидкостного ракетного двигателя на номинальный режим работы прекращается расход газа из баллонов высокого давления 3 на раскрутку турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и испаренное криогенное топливо дополнительно поступает на подзарядку баллонов высокого давления 3 двигательной установки космического объекта, восполняя запас газа.
Восполнение давления газа в баллонах высокого давления 3 происходит за счет их подзарядки в процессе работы криогенного жидкостного ракетного двигателя, чем обеспечивается необходимое количество газа на всем протяжении полета космического объекта. При необходимости система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта позволяет производить запуск двигателя несколько раз в пределах запасов топлива двигательной установки.
Введением системы обеспечивается запуск криогенного жидкостного ракетного двигателя и подзарядка баллонов высокого давления 3 космического объекта криогенным топливом, испаренным за счет охлаждения камеры сгорания 19 и сопла жидкостного ракетного двигателя 20, при этом не требуется охлаждение внутренней стенки сопла криогенного жидкостного ракетного двигателя 20, в результате чего обеспечивается снижение массы двигательной установки космического объекта ~ на 10%.