МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ И ТУРБОНАСОСНАЯ СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА
MULTISTAGE CARRIER ROCKET, THREE-COMPONENT ROCKET ENGINE, METHOD OF ENGINE OPERATION AND FUEL FEED TURBOPUMP SYSTEM

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам-носителям и жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на трех компонентах топлива, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.
Известна многоступенчатая ракета-носитель по патенту РФ №2306242, которая содержит пакет из двух ступеней: центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, выполненных с возможностью отстыковки. Возможна установка третьей, четвертой и последующих ступеней ракеты. В ракетных блоках всех ступеней установлены баки окислителя и первого горючего, а в нижней части установлены двухкомпонентные ракетные двигатели. Второе горючее на ракете не применяется.
Известны многоступенчатая ракета-носитель и способ ее запуска по патенту РФ №2331550, прототип многоступенчатой ракеты-носителя и способа ее запуска. Ее конструкции аналогична ракете-носителю по патенту РФ №2306242. При запуске осуществляют запуск одновременно ракетных двигателей первой и второй ракетных ступеней, а после выработки топлива блоки первой ступени отбрасываются, а двигатель второй ступени продолжает работу. Второе горючее на этой ракете-носителе также не применяется. В качестве первого горючего используется керосин, обладающий низкими энергетическими свойства по сравнению с водородом.
Недостатками этой ракеты являются ограниченная тяговооруженность, а следовательно, плохие технические характеристики: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени, малая полезная нагрузка, невозможность использования ракеты для межпланетных перелетов.
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, включающий в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения и турбонасосный агрегат - ТНА. Турбонасосный агрегат содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор.
Недостатком ТНА двигателя 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.
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. Кроме того, не проработаны система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Это двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции, большое количество клапанов и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин и жидкий водород) не являются самовоспламеняющимися.
Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип ракетного двигателя, который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегата: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдано для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорания водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей, по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего горючего, например, водорода) с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.
Заявленный технический результат достигнут в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, соединенные узлами силовой связи и оборудованные по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающейся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, каждый двигатель второй ступеней выполнен содержащим камеру сгорания и турбонасосную систему подачи топлива.
Заявленный технический результат достигнут в трехкомпонентном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, два турбонасосных агрегата, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя, установленный под ним, насосы горючего, отличающийся тем, что выходы всех насосов соединены с входом в газогенератор, выход из газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания. Двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлены датчик температуры и датчик давления, соединенные электрической связью с блоком управления.
Заявленный технический результат достигнут в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло, отличающийся тем, что после выработки первого горючего во второй газогенератор подают второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры и датчику давления, установленным перед дренажным клапаном. После выключения двигателя трубопроводы горючего продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.
Заявленный технический результат достигнут в турбонасосной системе топливоподачи, содержащей два турбонасосных агрегата, отличающейся тем, что каждый турбонасосный агрегат содержит турбину, установленный под ним газогенератор, и соединенные с ней общим валом насос окислителя, насосы горючего и дополнительный насос горючего, при этом первый турбонасосный агрегат предназначен для последовательной или одновременной работы на первом горючем, а второй - для работы на втором горючем, без смены окислителя, в обеих турбонасосных агрегатах между газогенератором и насосом окислителя установлена теплизоляционная прокладка, непосредственно под окислителем первого турбонасосного агрегата установлена вторая теплоизоляционная перегородка. В обеих турбонасосных агрегатах между газогенератором и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом соответствующего горючего установлены по два уплотнения к полостям, между которыми подсоединены трубопроводы подачи инертного газа.
Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижением нового эффекта: повышение надежности ТНА за счет уменьшения времени его охлаждения вторым горючим и обеспечение одновременной работы двигателя на первом и втором горючем.
Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…8, где:
на фиг.1 приведена схема ракеты-носителя,
на фиг.2 - компоновка трехкомпонентного ракетного двигателя,
на фиг.3 - схема трехкомпонентного ракетного двигателя,
на фиг.4 - головка камеры сгорания, вид А,
на фиг.5 - вид Б,
на фиг.6 - схема первого ТНА, разрез В-В,
на фиг.7 - схема второго ТНА, разрез Г-Г,
на фиг.8 - схема газогенератора.
Ракета-носитель (фиг.1) содержит, по меньшей мере, один ракетный блок первой ступени 1 с двигателями первой ступени 2, имеющими камеру сгорания 3 и двухкомпонентный ТНА 4, а также ракетный блок второй ступени 5 с двигателями второй ступени 6, имеющими камеру сгорания 7 и трехкомпонентный ТНА 8. Все двигатели установлены на рамах 9. На всех камерах сгорания 3 и 7 или только на камере сгорания 7 установлены приводы 10 для их качания в одной или двух плоскостях с целью управления вектором тяги. При этом трехкомпонентный ТНА 8 закреплен на раме 9 жестко, а камера сгорания 7 соединена с трехкомпонентным ТНА 8 через сильфон 11. Ракетные блоки первой и второй ступеней 1 и 5 соединены узлами силовой связи 12.
На всех ракетных ступенях установлены баки окислителя 13 и баки горючего 14, кроме того, на второй ракетной ступени 5 установлен бак второго горючего 15. Баки окислителя трубопроводом окислителя 16, содержащим главный клапан окислителя 17, соединен с двигателями 2 и 6. Каждый бак первого горючего 14 трубопроводом горючего 18, содержащим главный клапан первого горючего 19, соединен с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6. Бак второго горючего 15 трубопроводом второго горючего 20, содержащим главный клапан второго горючего 21, соединен с двигателем второй ступени 6. На ракете установлен блок управления 22, соединенный электрическими связями 23 с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6 и с узлами силовой связи 12. Далее подробно опишем конструкцию трехкомпонентного ракетного двигателя 6 второй ступени 5.
Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 (фиг.2) для второй ступени 5 ракеты-носителя (фиг.2…4) содержит камеру сгорания 7, закрепленную на раме 9 с возможностью качания и имеющей для этого приводы 10 и сильфон 11 (фиг.1 и 2). Для примера приведен двигатель 6 с одной камерой сгорания 7 и с соплом 24 и двумя турбонасосными агрегатами (ТНА), первым 25 и вторым 36, при этом первый ТНА 1 соединен с камерой сгорания 7 при помощи газовода 27, а второй ТНА 26 - при помощи газовода 28. Оба ТНА 25 и 26 закреплены на силовой раме 9 при помощи узлов крепления 29 и 30 соответственно. Рулевые приводы 10 присоединены с одной стороны к силовой раме 9, а с другой - к силовому кольцу 31, закрепленному на сопле 24.
Камера сгорания 7 (фиг.3) имеет внутреннюю полость 32, с которой соединен датчик давления 33, и головку 34.
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ПЕРВОГО ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА 25 (фиг.3)
Первый турбонасосный агрегат 25 содержит последовательно установленные выхлопной коллектор 35, турбину 36, газогенератор 37, насос окислителя 38, насос первого горючего 39 и дополнительный насос первого горючего 40.
Выход из насоса окислителя 38 (фиг.2) трубопроводом окислителя 41, содержащим клапан окислителя 42, соединен с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор 37. Выход из насоса окислителя 38 трубопроводом 42, содержащим пускоотсечной клапан 43, соединен с входом в газогенератор 37. Выход из насоса первого горючего 39 трубопроводом 44, содержащим пускоотсечной клапан 46, соединен с входом дополнительного насоса первого горючего 39 и трубопроводом 45, содержащим пускоотсечной клапан 46, соединен с коллектором горючего 47. Выход из насоса первого горючего 39 трубопроводом 48, содержащим регулятор 49 и пускоотсечной клапан 50, соединен с входом в газогенератор 37. С внутренней полостью газогенератора 37 соединен датчик давления 51.
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ВТОРОГО ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА 26 (фиг.3)
Второй турбонасосный агрегат 26 содержит последовательно установленные выхлопной коллектор 52, турбину 53, газогенератор 54, насос окислителя 55, насос второго горючего 56, дополнительный насос второго горючего 57. Выход из насоса окислителя 55 трубопроводом 58, содержащим пускоотсечной клапан 59, соединен с газогенератором 54. Выход из дополнительного насоса горючего 57 трубопроводом 60, содержащим регулятор 61 и пускоотсечной клапан 62, соединен с газогенератором 54. Между регулятором 61 и пускоотсечным клапаном 62 подсоединен дренажный трубопровод 63 с дренажным клапаном 64. Перед дренажным клапаном 64 установлены датчик температуры 65 и датчик давления 66. Насосы второго горючего 56 и дополнительный насос второго горючего 57 соединены трубопроводом 67. К выходу дополнительного насоса 57 подсоединен трубопровод 68 с пускоотсечным клапаном 69 и гибким трубопроводом 70, который соединен с коллектором горючего 47. Такой же гибкий шланг 70 установлен за пускоотсечным клапаном 46. На газогенераторе 54 установлен датчик давления 71.
Дренажный трубопровод 63 с дренажным клапаном 64 предназначены для захолаживания насоса второго горючего 56 и дополнительного насоса второго горючего 57 перед запуском двигателя 6 на втором горючем.
Датчики 33, 51, 65, 66 и 71 электрическими связями 23 соединены с блоком управления 22 и предназначены для автоматического контроля работы двигателя 6.
Двигатель 6 оборудован баллоном с инертным газом 72, который трубопроводом 73, содержащим клапаны 74-76 подсоединен к коллектору горючего 47 для продувки при выключении двигателя 6 и к промежуточным полостям 106 (фиг.6) и 131 (фиг.7). Камера сгорания 7 и сопло 24 имеют рубашку охлаждения 77.
КОНСТРУКЦИЯ ГОЛОВКИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ (фиг.4 и 5)
Головка 34 камеры сгорания 7 (фиг.4 и 5) содержит выравнивающую решетку 78, верхнюю плиту 79, нижнюю плиту 80. Над верхней плитой 79 образована полость 81, между выравнивающей решеткой 78 и верхней плитой 79 выполнена полость 81, между плитами 79 и 80 - полость 82. Форсунки окислителя 83 сообщают полости 81 и 32, а форсунки горючего 84 соединяют полости 82 и 32.
КОНСТРУКЦИЯ ПЕРВОГО ТНА 25 (фиг.6)
Первый турбонасосный агрегат 25 (фиг.5) содержит выполненные в виде единого агрегата выхлопной коллектор 35, турбину 36, установленный под ним газогенератор 37, насос окислителя 38, насос первого горючего 39, дополнительный насос первого горючего 40.
Турбина 36 содержит корпус 85, рабочее колесо турбины 86 и сопловой аппарат 87. Рабочее колесо 86 установлено на валу 88. Вал 88 установлен на подшипниках 89 и 90.
Газогенератор 37 содержит наружный корпус 91, внутренний корпус 92 и торец 93. Между внутренним корпусом 92 и подшипником 89 выполнена теплоизоляция 94. Газогенератор 37 содержит верхнюю плиту 95, нижнюю плиту 96, форсунки окислителя 97 и форсунки горючего 98. Внутри газогенератора выполнена рабочая полость 99, между плитой 96 и торцом 93 выполнена полость 100, а между плитами 95 и 96 выполнена полость 101. Для охлаждения подшипника 89 внутри вала 88 предусмотрена система отверстий 102.
Между газогенератором 37 и насосом окислителя 38, а также между этим насосом и насосом первого горючего 39 установлены теплоизоляционные прокладки 103 и 104 соответственно. На валу 88 между газогенератором 37 и насосом окислителя 38 установлены два уплотнения 105, между которыми образована промежуточная полость 106. Аналогично образована промежуточная полость 106 между насосом окислителя 38 и насосом первого горючего 39.
Насос окислителя горючего 38 содержит крыльчатку 107, насос первого горючего 39 содержит крыльчатку 108, дополнительный насос первого горючего 40 содержит крыльчатку 109 (фиг.6). Все крыльчатки 107…109 установлены на валу 88. К полостям 106 подсоединены трубопроводы подвода инертного газа 73. К выходу из полостей 106 подсоединены трубопроводы сброса 110 (фиг.5 и 6).
КОНСТРУКЦИЯ ВТОРОГО ТНА (фиг.7)
Второй турбонасосный агрегат 26 (фиг.7) содержит выполненные в виде единого агрегата выхлопной коллектор 52, турбину 53, установленный под ним газогенератор 54, насос окислителя 55, насос второго горючего 56, дополнительный насос второго горючего 57.
Турбина 53 содержит внешний корпус 111, рабочее колесо турбины 112 и сопловой аппарат 113. Рабочее колесо 112 установлено на валу 114. Вал 114 установлен на подшипниках 115 и 116.
Газогенератор 54 содержит наружный корпус 117, внутренний корпус 118 и торец 119. Между внутренним корпусом 118 и подшипником 115 выполнена теплоизоляция 120. Газогенератор 54 содержит верхнюю плиту 121, нижнюю плиту 122, форсунки окислителя 123 и форсунки горючего 124. Внутри газогенератора 54 выполнена рабочая полость 125, между нижней плитой 122 и торцом 119 выполнена полость 126, а между плитами 121 и 122 выполнена полость 127. Для охлаждения подшипника 115 внутри вала 114 предусмотрена система отверстий 128.
Между газогенератором 54 и насосом окислителя 55 установлена теплоизоляционная прокладка 129. На валу 114 между газогенератором 54 и насосом окислителя 55 установлены по два уплотнения 130, между которыми образована промежуточная полость 131. Аналогично образована промежуточная полость 131 между насосом окислителя 55 и насосом первого горючего 56. Насос окислителя 55 содержит крыльчатку 132, насос первого горючего 39 содержит крыльчатку 133, дополнительный насос первого горючего 40 содержит крыльчатку 134 (фиг.6). Все крыльчатки 132…134 установлены на валу 88.
К полостям 106 подсоединены через клапан 75 трубопроводы подвода инертного газа 73. К выходу из полостей 131 подсоединены трубопроводы сброса 135 (фиг.7). Более детально конструкция газогенератора показана на фиг.8.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД
Тяга двигателя земная, тс
400
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс
600
Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс
650
Давление в камере сгорания, кгс/см<sup>2</sup>
500
Давление в газогенераторе, кгс/см<sup>2</sup>
600
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см<sup>2</sup>
700
Давление на выходе дополнительного насоса окислителя, кгс/см<sup>2</sup>
1200
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см<sup>2</sup>
750
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см<sup>2</sup>
770
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см<sup>2</sup>
800
Мощность ТНА, МВт
320
Частота вращения ротора ТНА, об/мин
40000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель
жидкий кислород
Горючее
керосин
Второе горючее
жидкий водород
Масса двигателя, сухая, кг
1550
Двигатель может работать: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем или одновременно на двух горючих. При переключении двигателя на другое горючее его можно не выключать. В качестве второго горючего предпочтительно использовать жидкий водород.
При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 22 подается команда на клапаны 17 и 19 (фиг.1), установленные перед насосом окислителя 38 (фиг.3) и перед насосом первого горючего 39 для их заполнения компонентами топлива. Потом открывают клапаны 43, 46 и 50. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 38, насос первого горючего 39, потом окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 37, где воспламеняются. Газогенераторный газ подается в камеру сгорания 7 по газоводу 27, а первое горючее подается в камеру сгорания 7 по трубопроводу 45 через пускоотсечной клапан 46, гибкий трубопровод 70, коллектор горючего 47, рубашку охлаждения 77 и головку 34 камеры сгорания 7, при этом охлаждает сопло 24.
После выработки первого горючего ракетные двигатели 2 первых ракетных ступеней выключаются и с блока управления 22 подается сигнал на узлы силовой связи 12, например пироболты, которые разъединяют связи между блоками первой ступени 1 и блоком второй ракетной ступени 5, расположенным осесимметрично в центре ракеты-носителя. Блоки первых ракетных ступеней 1 отбрасываются. После выключения подачи первого горючего открывают клапан 74 и продувают инертным газом рубашку охлаждения 77 сопла 24 и камеры сгорания 7.
Для переключения двигателя 6 ракетного блока второй ступени 5 на второе горючее с блока управления 22 подают сигнал на открытие пускоотсечного клапана 59 (фиг.3), который открывается и часть второго горючего подается в газогенератор 37, конкретно в форсунки горючего 98 (фиг.6). Одновременно открывают главный клапан второго горючего 21 и подают второе горючее на вход в насос второго горючего 56, размещенного во второй ракетной ступени 5. Потом открывают дренажный клапан 64 (фиг.3) и охлаждают насос второго горючего 56 и дополнительный насос второго горючего, при этом наличие жидкой фазы контролируется датчиком температуры 65 и датчиком давления 66. Этот процесс не займет много времени, т.к. насос второго горючего 56 расположен непосредственно под насосом окислителя 38, работающим на криогенном окислителе (жидком кислороде), имеющим температуру около - 183°С. Так как второе криогенное горючее (преимущественно жидкий водород) имеет температуру -254°С, то при попадании на относительно «теплые» металлические детали турбонасосного агрегата 26 часть второго топлива испаряется, т.е. переходит в газообразную фазу. Насос второго горючего 56 и дополнительный насос второго горючего 57 не приспособлены для перекачки газообразных или двухфазных сред, поэтому газообразное второе горючее сбрасывается в атмосферу через дренажный трубопровод 63 и дренажный клапан 64 без утилизации. При достижении по датчику температуры 65 температуры жидкой фазы второго горючего закрывают дренажный клапан 64. Потом открывают пускоотсечные клапаны 59, 62 и 69, и часть второго горючего поступает по трубопроводу 60 в форсунки 98 газогенератора 54. Одновременно по трубопроводу 58 через пускоотсечной клапан 59 весь расход окислителя поступает в газогенератор 54 через форсунки 97. Большая часть второго горючего по трубопроводу 68 через пускоотсечной клапан 69 и коллектор горючего 47 подается в сопло 24 и камеру сгорания 7 вместо первого горючего. Таким образом в газогенератор 54 поступает уже второе горючее вместо первого, где оно также воспламеняется, и двигатель начинает работать на втором более эффективном горючем, т.е. он будет иметь более высокие технические характеристики и лучшие удельные характеристики (удельную тягу, приведенную к единице расхода топлива), т.к. второе горючее более эффективно, чем первое. Использование второго горючего с момента старта ракеты могло бы улучшить техническую характеристику ракеты носителя на старте, но из-за высокой стоимости второго горючего необоснованно увеличатся затраты на запуск ракеты-носителя. Переключение с одного горючего на другое, в отличие от прототипа, осуществляется плавно. Кроме того, двигатель может длительно работать одновременно на двух горючих.
Охлаждение камеры сгорания 7 с соплом 24 при любых режимах осуществляется первым или вторым горючим. Это дает много преимуществ. Хладоресурс второго (например, жидкого водорода) очень большой и достаточный для охлаждения камеры сгорания с соплом на любом режиме.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв клапаны 17, 21, 50, 62 и 69. После выключения двигателя 6 открывают соответствующий продувочный клапан 74 и осуществляют продувку двигателя инертным газом из баллона 72. Регулирование режима работы двигателя осуществляется одним из регуляторов 49 или 61. Управление вектором тяги осуществляют приводами 10 (фиг.1 и 2), путем качания камер сгорания 7 в одной или двух плоскостях. Сильфон 11 и аналогичные гибкие трубопроводы 70 на магистралях первого и второго горючего позволяют отклонять камеры сгорания 7, не разворачивая ТНА 25 и 26. Это уменьшает влияние гироскопических сил на подшипники ТНА 25 и 26 при маневрах ракеты-носителя, что повышает его надежность.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить тяговооруженность ракеты-носителя на конечном этапе вывода полезной нагрузки на орбиту.
2. Улучшить технические характеристики ракеты-носителя: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени.
3. Обеспечить управляемость ракеты-носителя за счет качания только камер сгорания, без качания ТНА и без применения рулевых двигателей или камер сгорания. Качание может осуществляться в одной плоскости для ракет-носителей с большим количеством однокамерных двигателей или с одним четырехкамерным двигателем либо в двух плоскостях для единственного однокамерного двигателя.
4. Увеличить полезную нагрузку.
5. Использовать ракету-носитель для межпланетных перелетов.
6. Улучшить удельные энергетические характеристике ЖРД (приведенные к единице тяги или к единице веса двигателя) при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.
7. Ускорить охлаждение насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего при переключении двигателя на работу со вторым горючим.
8. Обеспечить надежное охлаждение камеры сгорания с соплом за счет использования большей части расхода одного горючего из двух, имеющихся в баках ракеты-носителя.
9. Предотвратить замерзание первого горючего (жидких углеводородов) в рубашке охлаждения при переключении на второе горючее