Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель. Водородный ракетный двигатель


Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель

 

Кислородо-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 ил.

Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) относится к ракетно-космической технике и предназначен для транспортных космических систем (ТКС), хотя бы один из компонентов топлива которых является криогенной жидкостью.

Конкурентоспособность современных ТКС определяется стоимостью выведения единицы массы полезного груза (ПГ) на заданную орбиту и их надежностью. Существенное снижение стоимости выведения возможно на многоразовых ТКС. Первые многоразовые системы "Спейс-Шаттл" [1] и "Буран" [2] не дали ожидаемых результатов снижения стоимости выведения. Во многом это объясняется попыткой решения новых задач старыми методами - для повышения удельного импульса ЖРД максимально форсировалось давление в камере сгорания (свыше 200 кГс/см2). Это привело к необходимости выполнения их двигателей по замкнутой газогенераторной схеме с дожиганием, характеризующейся предельно напряженным режимом работы турбонасосных агрегатов (ТНА). В результате, для обеспечения приемлемой надежности, кислородо-водородные двигатели "Шаттла" приходится перебирать после каждого полета при прогнозировании ресурса в 55 полетов [1, с.87] , а кислородо-водородные ЖРД "Бурана" обеспечили только однократное применение. О значении надежности при современной стоимости ПГ говорят, например, потери из-за аварий ракет-носителей (РН) только в США за неполный год в сумме 3,5 млрд. долл. [3]. Опыт создания и эксплуатации первых многоразовых систем показал необходимость системного подхода к надежности, ресурсу и удельному импульсу ЖРД. Известны ЖРД открытой схемы с выбросом продуктов привода ТНА после турбины во внешнюю среду, обеспечивающие высокую надежность ТКС. Например, РН типа "Союз" с такими двигателями эксплуатируются уже несколько десятилетий и зарекомендовали себя самыми надежными средствами выведения ПГ [4]. Новейшая европейская тяжелая РН "Ариан 5" имеет на первой ступени кислородо-водородный ЖРД "Вулкан", выполненный по открытой схеме [5, с.85]. Однако такие двигатели не нашли применения в многоразовых ТКС несмотря на их простоту и высокую надежность из-за ограниченного давления в камере сгорания (не превышает 100 кГс/см2). Известны кислородо-водородные ЖРД замкнутой безгазогенераторной схемы с дожиганием типа RL10, также десятилетиями эксплуатации подтвердившие свою высокую надежность [5, с.47]. Привод турбины ТНА этого двигателя обеспечивается газифицированным в тракте регенеративного охлаждения камеры водородом. К недостаткам этого ЖРД относится еще более ограниченное давление в камере сгорания (не превышает 50 кГс/см2). Известен кислородо-водородный ЖРД ( США, патент 4171615, кл. F 02 К 9/02 ), принятый за прототип предлагаемого изобретения. Храктерной особенностью этого кислородо-водородного ЖРД является применение комбинированной системы подачи компонентов топлива - замкнутой безгазогенераторной, аналогичной двигателю RL10, и открытой газогенераторной. Такая комбинация, сочетая простоту и надежность указанных систем, позволяет существенно повысить давление в камере сгорания, увеличивая тем самым удельный импульс тяги и сокращая габариты двигателя при неизменной степени расширения сопла. Для кислородо-водородного двигателя достижимое давление в камере сгорания поднимается за счет автономного привода каждого ТНА до уровня около 120-150 кГс/см2 в зависимости от соотношения компонентов топлива. Кислородо-водородный ЖРД включает камеру с трактом регенеративного охлаждения и автономные ТНА топливных компонентов, первый из которых снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием, второй ТНА снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. При этом отборы компонентов топлива для газогенератора выполнены сразу за насосами, тем самым исключая часть компонента топлива из тракта регенеративного охлаждения и привода турбины первого ТНА с соответствующим ограничением давления за насосом этого ТНА. Задачей изобретения является увеличение удельного импульса тяги двигателя и сокращение его габаритов при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого ТНА. Поставленная задача достигается тем, что в кислородо-водородном ЖРД, включающем камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные ТНА, кислородный насос которых снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием, водородный насос снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива в отличие от известных решений, выходная полость турбины ТНА кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода ТНА водорода. Изобретение поясняется чертежами на примере кислородно-водородного двигателя в двух вариантах: фиг.1 - схема кислородо-водородного ЖРД с сопловым насадком; фиг.2 - схема кислородо-водородного ЖРД с соплами крена. На чертежах представлены следующие позиции: 1 - камера двигателя; 2 - ТНА кислорода; 3 - ТНА водорода; 4 - газогенератор; 5 - регулятор тяги; 6 - регулятор соотношения компонентов; 7 - тракт регенеративного охлаждения; 8 - смесительная головка камеры; 9 - смесительная головка газогенератора; 10 - сопловой насадок; 11 - насос кислорода; 12 - турбина кислорода; 13 - входная полость турбины кислорода; 14 - выходная полость турбины кислорода; 15 - насос водорода; 16 - турбина водорода; 17 - входная полость турбины водорода; 18 - выхлопные патрубки; 19 - отсечной клапан кислорода; 20 - отсечной клапан водорода; 21 - газовод турбины кислорода; 22 - входной газовод газогенератора; 23 - трубопровод кислорода газогенератора; 24 - напорная магистраль кислорода; 25 - выходной газовод газогенератора; 26 - патрубок сброса водорода; 27 - коллектор сброса газа; 28 - сопла крена. Кислородо-водородный ЖРД включает камеру 1, создающую основную тягу двигателя, первый ТНА (кислорода) 2 и второй ТНА (водорода) 3, обеспечивающие подачу компонентов, газогенератор 4 привода ТНА 3. Регулятор тяги 5 служит для поддержания тяги двигателя в заданном диапазоне, регулятор соотношения компонентов 6 поддерживает расход водорода, соответствующий расходу кислорода. Тракт регенеративного охлаждения 7 обеспечивает допустимый температурный режим камеры 1 и привод ТНА 2. Смесительные головки 8 камеры 1 и 9 газогенератора 4 создают условия для нормального горения компонентов топлива. Сопловой насадок 10 увеличивает степень расширения продуктов сгорания камеры 1 и газогенератора 4, создавая дополнительную тягу (один из вариантов утилизации продуктов сгорания). Насос кислорода 11 создает давление, необходимое для подачи компонента в камеру 1 и газогенератор 4. Привод насоса 11 обеспечивает турбина кислорода 12. Входная полость турбины кислорода 13 создает условия для нормальной работы турбины 12, выходная полость турбины кислорода 14 формирует поток газа для подачи в смесительные головки 8 и 9. Насос водорода 15 создает давление для подачи компонента в тракт регенеративного охлаждения 7, привод насоса 15 обеспечивает турбина водорода 16. Входная полость турбины водорода 17 создает условия для нормальной работы турбины 16. Отработанные газы отводятся от турбины 16 выхлопными патрубками 18. Отсечные клапаны кислорода 19 и водорода 20 открывают или отсекают подачу компонентов в камеру 1 и газогенератор 4. Газовод турбины кислорода 21 сообщает тракт регенеративного охлаждения 7 с входной полостью турбины 13. Входной газовод газогенератора 22 соединяет выходную полость турбины кислорода 14 со смесительной головкой 9, трубопровод кислорода газогенератора 23 сообщает напорную магистраль кислорода 24 со смесительной головкой 9. Выходной газовод газогенератора 25 служит для подвода газа к входной полости 17. Патрубок сброса водорода 26 обеспечивает сброс газифицированного водорода в обход турбины 12 для регулирования тяги. Коллектор сброса газа 27 равномерно распределяет отработанный на турбине 16 газ по периферии соплового насадка 10. Качающиеся сопла крена 28 (фиг.2) создают дополнительную тягу и обеспечивают управление летательным аппаратом по крену (второй вариант утилизации продуктов сгорания газогенератора). В исходном состоянии насосы кислорода 11 и водорода 15 сообщены с баками компонентов топлива расходными магистралями и захоложены до рабочего состояния. Функционирование двигателя начинается с открытия отсечного клапана водорода 20, при этом жидкий водород под баковым давлением или при дополнительной раскрутке турбины 16 от бортовых баллонов поступает в тракт регенеративного охлаждения 7, где газифицируется за счет аккумулированного конструкцией тепла. Через газовод 21 водород подается на турбину 12 и далее в камеру 1, а через газовод 22 - в газогенератор 4 и на турбину 16, истекая через патрубки 18 и сопловой насадок 10 или сопла крена 28 (фиг.2). По достижении расчетного давления открывается отсечной клапан кислорода 19 и окислитель через напорную магистраль 24 поступает в смесительную головку 8, а по трубопроводу 23 - в смесительную головку 9. В камере 1 и газогенераторе 4 компоненты зажигаются от источника воспламенения, интенсифицируется процесс подогрева газа в тракте регенеративного охлаждения 7. Регулятором тяги 5 и соотношения компонентов 6 двигатель выводится на расчетный режим тяги. Выключение ЖРД начинается переводом регулятора 5 на режим малой тяги за счет сброса части водорода через патрубок 26 в обход турбины 12. Падает расход кислорода через камеру 1 и газогенератор 4, ТНА 3 так же переходит на малый расход водорода. По достижении расчетного давления за насосами кислорода 11 закрывается отсечной клапан 19, прекращается горение в камере 1 и газогенераторе 4. Закрывается отсечной клапан 20, прекращается подача водорода в двигатель. Для предлагаемого кислородо-водородного ЖРД проведена оценка возможного повышения давления за насосом ТНА кислорода, являющегося определяющим для достижимого давления в камере сгорания. Исходные данные для расчета представлены в табл.1. На основании этих исходных данных определены относительные расходы водорода в двигателе, приведенные в табл.2. Таким образом, повышение давления за насосом кислорода по сравнению с прототипом, пропорциональное увеличению расхода газифицированного водорода через турбину ТНА кислорода, составит 2/12,3100%=16,3%. Указанный уровень достижимых давлений в камере сгорания делает реальным применение предлагаемого двигателя не только на разгонных блоках, но и на ракетах-носителях. Кроме того, облегчается компоновка ЖРД на изделии за счет уменьшения габаритов двигателя. Комплектующие указанного кислородо-водородного ЖРД освоены отечественной промышленностью. ЛИТЕРАТУРА 1. "МТКС "Спейс Шаттл". Часть 1. Технико-экономическое обоснование и основные характеристики". ГОНТИ - 4 (РКК "Энергия"), 1976. 2. "Многоразовый орбитальный корабль "Буран". 1995 г., М.: Машиностроение. 3. "Президент США распорядился провести расследование причин шести неудачных запусков". Еженедельник "Аэрокосмос", 20, 1999, "ИТАР-ТАСС". М.: ИТАР-ТАСС. 4. "Ракеты-носители государственного космического центра "Прогресс". "Отечественные ракеты-носители", Санкт-Петербург, 1996. 5. В. В. Андреев, В. А. Мазарченков "Зарубежные ракетные двигатели". "Министерство обороны РФ", 1997 г.

Формула изобретения

Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель, включающий камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты, кислородный насос которых снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием, водородный насос снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива, отличающийся тем, что выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4

www.findpatent.ru

В США успешно испытан водородный ракетный двигатель / news2.ru

Ракетное топливо – чрезвычайно ядовитый и вредный для окружающей среды продукт. Но что делать, с ущербом природе до поры до времени приходится мириться. К счастью, ученые ищут способы увеличения эффективности космических стартов и снижения их ущерба для природы.

В начале октября были проведены испытания камеры тяги для нового ракетного двигателя компании Blue Origin. Жидкостный двигатель, работающий на кислороде и водороде, разрабатывается в рамках коммерческой программы по созданию пилотируемого многоразового космического корабля.

Ракетный двигатель BE-3, испытанный в Космическом центре NASA имени Джона Стенниса, развивает тягу до 100000 фунтов (45300 кг). Со временем такие двигатели, возможно, будут выводить на орбиту биконические (в форме двух конусов) космические корабли, разрабатываемы Blue Origin.

Работа Blue Origin поддерживается и финансируется NASA в соответствие с программой коммерческих космических полетов (Commercial Crew Program, CCP). Программа предполагает развитие частных компаний для осуществления космических стартов в интересах NASA и других клиентов.

Результаты испытаний двигателя ВЕ-3 получили высокую оценку специалистов NASA. По словам Эда Манго (Ed Mango), менеджера ССР: «Blue Origin продолжает придерживаться передовых инноваций, разрабатывая космический корабль для орбитальных и суборбитальных полетов. Мы очень рады, что огневые испытания двигателя завершились успешно».

Во время тестовых запусков на испытательном стенде Е-1 в Центре им. Стенниса инженеры Blue Origin успешно довели тягу двигателя до полного значения мощности. Как отметил Роб Меерсон (Rob Meyerson), президент и руководитель программы компании Blue Origin: «Мы рады, что продемонстрировали новый класс мощных водородных двигателей».

Испытания водородного ракетного двигателя, стоимость которых $22 млн., проведены по контракту в рамках второго раунда программы ССР, необходимого Федеральному управлению гражданской авиации (Federal Aviation Administration) для оценки соответствия будущего космического корабля общим требованиям безопасности во время полетов на низких околоземных орбитах.

Кроме испытаний двигателя компанией Blue Origin, проведены многочисленные исследования и составлен отчет, в котором отражены сведения об устойчивости и маневренности их космического корабля, полученные на основе анализа исследований с использованием продува в аэродинамической трубе.

По сообщению NASA, все их коммерческие партнеры, в том числе и Blue Origin, продолжают выполнять намеченные планы по развитию коммерческих космических перевозок. Однако программа CCP — не единственное направление развития космических полетов.

news2.ru

Водородный воздушно-реактивный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания. Корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами. Выходной коллектор соединен с топливным коллектором. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя, работающего на водороде, повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к водородному воздушно-реактивному двигателю.

Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к авиационным двигателям для сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов.

Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2029118, МПК F02С 3/04, опубл. 20.05.1995 г., со вспомогательным контуром, работающим на водороде, во вспомогательный контур введен дополнительный воздушный тракт, связывающий выход из свободного компрессора со вспомогательной камерой. Водород в контуре двигателя играет роль хладагента. Для охлаждения турбины основного контура используется воздух высокого давления, который после охлаждения турбины подается в камеру сгорания промежуточного перегрева, куда поступает одновременно перешедший в газообразное состояние сжиженный воздух.

Недостаток - низкие удельные характеристики двигателя вследствие малой степени сжатия воздуха в компрессоре.

Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2320889, МПК F02K 3/04, опубл. 27.03.2008 г. (прототип), который содержит вентилятор, высоконапорный скоростной компрессор, мультипликатор, пароводяной нагреватель (генератор пара), форсажную камеру, турбодетандер с тепломассообменным аппаратом. Двигатель также имеет трехступенчатую активно-реактивную турбину, у которой третья ступень радиально-осевая, проточная часть которой переходит в критическое сверхзвуковое сечение сопла Лаваля, окруженное аккумулятором пара. Высоконапорный скоростной компрессор выполнен комбинированным со степенью повышения давления, равной 60. Двигатель рассчитан на тягу не менее 150 тонн с расходом воздуха через первый контур 600 кг/с, через второй контур - 1200 кг/с, температурой газа пред турбиной 2000 K. Вентилятор имеет наружный диаметр лопастей первого ряда 4000 мм. Внутри корпуса сопла Лаваля установлены форсунки подачи атомарного водорода для дожигания несгоревшего окислителя. Диски высоконапорного скоростного компрессора выполнены комбинированными - к осевым ступеням добавлены центробежные нагнетающие. Сопло Лаваля снабжено центральным телом, через отверстия которого подается паровоздушная смесь, создающая внешнюю упругую «оболочку-подушку», что позволяет изменять площадь проходного критического сечения сопла Лаваля.

Недостатки - низкий уровень силы тяги, относительно низкие удельные параметры, например удельный расход топлива, недостаточная степень сжатия компрессора.

Низкие удельные параметры объясняются тем, что создать компрессор со степенью сжатия более 30…40 невозможно, из-за того что температура воздуха на выходе из него превысит 800°C. Кроме того, энергетического потенциала газовой турбины недостаточно для привода более мощного компрессора из-за ограничений температуры газов на выходе из турбины диапазоном 1700…1800 K в первую очередь из-за снижения ресурса рабочих лопаток газовой турбины. Рабочие лопатки газовой турбины находятся на большом диаметре, вращаются с огромными окружными скоростями, следовательно, на них действуют значительные центробежные нагрузки. Прочностные свойства материалов при увеличении температуры ухудшаются.

Задачи создания изобретения: повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя и улучшение его удельных характеристик.

Достигнутые технические результаты: повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик.

Решение указанных задач достигнуто в водородном воздушно-реактивном двигателе, содержащем воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания, тем, что корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами, при этом выходной коллектор соединен с топливным коллектором.

Турбина, установленная непосредственно после камеры сгорания может быть выполнена охлаждаемой. Турбина может содержать охлаждаемый сопловой аппарат и охлаждаемые рабочие лопатки. Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1 и 2, где:

- на фиг. 1 приведена схема водородного газотурбинного двигателя,

- на фиг. 2 приведена схема камеры сгорания и охлаждаемой турбины.

Предложенное техническое решение (фиг. 1 и 2) содержит воздухозаборник 1, корпус 2, по меньшей мере, один компрессор 3, воздушный тракт 4, камеру сгорания 5, по меньшей мере, одну турбину 6 и реактивное сопло 7 с центральным обтекателем 8. Реактивное сопло 7 предпочтительно выполнить сверхзвуковым.

Компрессор 3 содержит статор 9 и ротор 10. Камера сгорания 5 содержит жаровую трубу 11, форсуночную головку 12, топливный коллектор 13 и форсунки 14 (фиг. 2). Турбина 6 содержит статор 15 и ротор 16. Вал 17 соединяет роторы 10 и 16 компрессора 3 и газовой турбины 6 и установлен на опорах 18 и 19. Возможно применение двух компрессоров 3 и двух турбин 6.

Водородный воздушно-реактвный двигатель (фиг. 1) содержит систему подачи топлива, имеющую бак 20, для хранения топлива, топливопровод низкого давления 21, подключенный к выходу из бака 20. К топливопроводу низкого давления 21 присоединены насос 22, топливопровод высокого давления 23, регулятор расхода 24 и отсечной клапан 25. Топливопровод высокого давления 23 соединен с теплообменником 26, который выполнен заодно с корпусом 27 камеры сгорания 5 и содержит внешнюю стенку 28, внутреннюю стенку 29, установленные концентрично и с зазором 30 между ними, входной коллектор 31 и выходной коллектор 32. К входному коллектору 31 присоединен топливопровод высокого давления 23, а к выходному коллектору 32 посредством трубопровода 33 присоединен топливный коллектор 13, сообщающийся с форсунками 14.

Камера сгорания 5 кроме жаровой трубы 11, топливного коллектора 12, форсуночной плиты 13 и форсунок 14 содержит внутренний кожух 34, между которым и жаровой трубой 11 образован внутренний канал 35, а между жаровой трубой 11 и внутренней стенкой 29 образован внешний канал 36.

Турбина 5, непосредственно установленная за камерой сгорания 5 выполнена охлаждаемой и содержит сопловой аппарат 37 с полостью 38, которая отверстиями 39 соединена с внешним каналом 36. Кроме того, турбина 6 содержит рабочие лопатки 40, установленные на диске 41. Рабочие лопатки 40 выполнены также охлаждаемыми. Полость 38 соплового аппарата 37 соединена каналами 42 с аппаратом закрутки 43, предназначенным для подачи охлаждающего воздуха к диску 41 и рабочим лопаткам 40. На жаровой трубе 11 выполнены отверстия 44.

Возможно выполнение реактивного сопла 7 сверхзвуковым. Это целесообразно для сверхзвуковых летательных аппаратов.

РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ

При работе водородного воздушно-реактивного двигателя (фиг. 1 и 2) осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг. 1 и 2 стартер и источник энергии не показаны). Потом включают насос 22 и водород из бака 20 подается в топливный коллектор 13 и далее в теплообменник 26, где газифицируется и из выходного коллектора 32 поступает в топливный коллектор 13 и далее в форсунки 14 для сгорания.

Продукты сгорания приводят в действие ротором 16 турбины 6 и через вал 17 ротором 10 компрессора 3. Компрессор 3 обеспечивает степень сжатия до 30….40, при этом температура воздуха на его выходе может достичь 800 K.

Высокое давление после камеры сгорания 5 позволяет обеспечить перепад давления на турбине 6 и истечение продуктов сгорания из реактивного сопла 7 со сверхзвуковыми скоростями, тем самым создать большую реактивную тягу.

Вследствие большого хладоресурса водорода он охлаждает часть воздуха, идущего по внешнему каналу 36 на 200…400°C. Охлажденный воздух поступает в сопловой аппарат 37 и рабочие лопатки 40 охлаждаемой турбины 6. Это компенсирует увеличение температуры продуктов сгорания перед турбиной 6. В итоге сила тяги двигателя и его удельные характеристики значительно возрастают.

Очень высокая сила тяги при малых габаритах двигателя позволяет достичь летательным аппаратам, оборудованным таким двигателем, скоростей М=5…10 и значительно повысить высотность работы двигателя.

Регулирования силы тяги осуществляется регулятором расхода 24.

При останове воздушно-реактивного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности, т.е. закрывают отсечной клапан 25.

Применение изобретения позволило:

1. повысить силу тяги двигателя при его форсировании;

2. обеспечить достижение самолетами, оборудованными этими двигателями гиперзвуковых скоростей М=5…10;

3. повысить высотность двигателя за счет применения жидкого кислорода.

1. Водородный воздушно-реактивный двигатель, содержащий воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания, отличающийся тем, что корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами, при этом выходной коллектор соединен с топливным коллектором.

2. Водородный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что турбина, установленная непосредственно после камеры сгорания, выполнена охлаждаемой.

3. Водородный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что турбина содержит охлаждаемый сопловой аппарат и охлаждаемые рабочие лопатки.

4. Водородный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло выполнено сверхзвуковым..

www.findpatent.ru

Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину и насосы, дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно поочередно трубопроводами П-образной и прямолинейной формы, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегат окислителя и все турбонасосные агрегаты горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Камера сгорания может содержать 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 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. ЖРД может быть оборудован бортовым компьютером, а на камере сгорания и газогенераторах могут быть установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. ЖРД может содержать центральный шарнир, выполненный на трубопроводе второго горючего на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим или сферическим. Все турбонасосные агрегаты имеют валы с датчиками частоты вращения и датчиками осевых сил. Изобретение обеспечивает повышение давления в камере сгорания, надежность ЖРД. 6 з.п. ф-лы, 18 ил.

 

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. Не исключено применение предложенной конструкции для ЖРД, работающих на других компонентах топлива, например при использовании в качестве горючего метана, но в этом случае достигнутый технический результат будет значительно меньше.

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.

Недостатком является невозможность реализовать двигатель с давлением в камере сгорания более 250 кгс/см2 из-за того, что давление водорода, имеющего очень низкую плотность, не может быть повышено до 800-1000 кгс/см2 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. требуется 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).

Задачи изобретения - уменьшение веса ЖРД и упрощение его сборки.

Решение указанных задач достигнуто в кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину и насосы, отличающемся тем, что он дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно поочередно трубопроводами П-образной и прямолинейной формы, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегат окислителя и все турбонасосные агрегаты горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Камера сгорания может содержать 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 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. ЖРД может быть оборудован бортовым компьютером, а на камере сгорания и газогенераторах могут быть установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. ЖРД может содержать центральный шарнир, выполненный на трубопроводе второго горючего на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим или сферическим. Все ТНА имеют валы, на которых установлены датчики частоты вращения и датчики осевых сил.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…18, где

- на фиг.1 приведена упрощенная пневмогидравлическая схема кислородно-водородного ЖРД,

- на фиг.2 приведен внешний вид кислородно-водородного 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 приведен вид в плане,

- на фиг.10 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,

- на фиг.11 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,

- на фиг.12 приведена электрическая схема ЖРД,

- на фиг.13 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,

- на фиг.14 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,

- на фиг.15 приведена схема крепления всех ТНА, установленных под углом,

- на фиг.16 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг,

- на фиг.17 приведена схема управления вектором тяги ЖРД,

- на фиг.18 приведены графики изменения температуры продуктов сгорания горючего (преимущественно водорода) в основных турбинах горючего.

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 турбонасосный агрегатов - ТНА, более подробное описание турбонасосных агрегатов будет выполнено далее. ТНА окислителя 3 содержит первую основную турбину 18, встроенный в ТНА газогенератор окислителя 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21. Первая основная турбина 18, насос окислителя 20 и дополнительный насос окислителя 21 имеют общий вал 22.

ТНА горючего 4 содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25, при этом вторая основная турбина 24 и насос горючего 25 имеют общий вал 26.

Первый дополнительный ТНА горючего 5 содержит третью основную турбину 27, первый дополнительный ТНА горючего 28, первый дополнительный насос горючего 29 и вал 30. Второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит второй дополнительный газогенератор горючего 31, четвертую основную турбину 32, второй дополнительный насос горючего 33 и вал 34.

Предложенный ЖРД работает на двух компонентах ракетного топлива:

- окислителе, жидком кислороде - «О»,

- горючем, водороде «Г»,

Все компоненты ракетного топлива хранятся в топливных баках.

Горючее (водород) хранится в баке горючего 35 и подводится к соответствующему ТНА горючего 4 при помощи трубопровода горючего 36, содержащего ракетный клапан горючего 37. К баку горючего 35 в верхней части присоединен трубопровод наддува 38 с клапаном наддува 39.

Окислитель (кислород) хранится в баке окислителя 40, который трубопроводом окислителя 41, содержащим ракетный клапан окислителя 42, соединен с ТНА окислителя 3. К верхней части бака окислителя 40 присоединен трубопровод наддува 43 с клапаном наддува 44.

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 горючего, а все основные турбины всех ТНА горючего 4…6 соединены последовательно по линии газифицированного горючего.

Соединение насосов 25 и 29 ТНА 4 и 5 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 45, а соединение насосов 29 и 33 ТНА 5 и 6 по линии горючего выполнено трубопроводом 46. Особенностью ЖРД является то, что соединение насосов горючего предыдущих насосов с последующими выполнено с чередованием трубопроводов П-образной формы и прямолинейных трубопроводов (фиг.2 и 3). Это значительно уменьшит вес ЖРД и упростит его сборку.

К выходу из насоса горючего 33 параллельно присоединены три системы:

- система охлаждения сопла 2, т.е. выход из насоса горючего 33 трубопроводом 47, содержащим клапан 48, 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 33 трубопроводом 49, содержащим клапан 50, соединен с вторым верхним коллектором 12;

- система питания горючим газогенератора окислителя 19 ТНА окислителя 3, которая содержит подсоединенный к выходу из насоса 33 трубопровод 51, с регулятором расхода горючего 52, имеющим привод 53, и клапаном 54 присоединен к входу в газогенератор окислителя 19.

Система питания горючим (водородом) газогенератора горючего 23 ТНА горючего 4 выполнена последовательно с системой регенеративного охлаждения сопла 2. Она содержит трубопровод 55 с клапаном 56. Вход трубопровода 55 соединен с третьим верхним коллектором 14. Выход трубопровода 55 присоединен к входу в газогенератор горючего 23.

Выход газогенератора горючего 23 соединен с входом в газогенератор горючего 28, выход которого соединен со входом во вторую основную турбину 24, а выход из второй основной турбины 24 газоводом 57 соединен с входом в третью основную турбину 27, выход из нее газоводом 58 соединен со входом во второй дополнительный газогенератор горючего 31, выход которого соединен с входом в четвертую основную турбину 32, а выход из четвертой основной турбины 32 газоводом 59, содержащим клапан 60, соединен с первым верхним коллектором 12.

Выход из первой основной турбины 18 газоводом 61 соединен с полостью 62 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 63, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 64 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 и второго дополнительного ТНА горючего 5 и 6. Для питания газогенератора окислителя 19 горючим, как отмечалось ранее, насос горючего 33 трубопроводом 51, содержащим регулятор расхода 52 с приводом 53 и клапан 54, 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 55, содержащим клапан 56, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 65, содержащим регулятор расхода окислителя 66 с приводом 67 и клапан 68, соединен с газогенератором горючего 23. Выход из газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24.

Первый дополнительный газогенератор горючего 28 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 69, содержащим регулятор расхода окислителя 70 с приводом 71 и клапан 72, соединен с первым дополнительным газогенератором горючего 28. Выход из первого дополнительного газогенератора горючего 28 соединен с входом в третью основную турбину 27.

Второй дополнительный газогенератор горючего 31 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25 трубопроводом горючего 55, содержащим клапан 56, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 73, содержащим регулятор расхода окислителя 74 с приводом 75 и клапан 76, соединен с вторым газогенератором горючего 31. Выход из второго газогенератора горючего 31 соединен с входом во вторую основную турбину 32.

Камера сгорания

Далее более подробно описана конструкция камеры сгорания 1 (фиг.4).

Камера сгорания 1 имеет верхнее и нижнее силовые кольца 77 и 78 (фиг.2). Внутри камеры сгорания 1 (фиг.4) выполнены верхняя плита 79, средняя плита 80 и внутренняя плита 81 с зазорами (полостью) между ними 82 и 83. Выше верхней плиты 79, как упоминалось раньше, выполнена полость 62. Полость 62 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 83 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки кислого газа 84, форсунки жидкого горючего 85 и форсунки газифицированного горючего 86. Форсунки кислого газа 84 сообщают полость 62 с внутренней полостью 87 камеры сгорания 1. Форсунки жидкого горючего 85 сообщают полость 82 с внутренней полостью 87, форсунки газифицированного горючего 86 сообщают полость 83 с внутренней полостью 87. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 88.

На газоводе 61, на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 89, содержащий неподвижную часть 90 и подвижную часть 91. Центральный шарнир 89 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 89 закреплен на силовой раме 92, которая установлена внутри корпуса ракеты 93 (фиг.1 и 2). Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 94 (Возможно применение четырех приводов 94.). В качестве привода 94 может быть использован гидроцилиндр 95, который при помощи шарнира 96 с одной стороны крепится к силовой раме 92, а с другой при помощи шарнира 97 - на верхнем силовом кольце 77. Верхнее силовое кольцо 77 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 95 трубопроводами 98 и 99 присоединен гидораспределитель 100, к которому присоединен насос 101 (фиг.17).

Система продувки содержит баллон инертного газа 102, который трубопроводом 103, содержащим клапан 104, 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, газогенератор окислителя 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21, вал 22. Первая основная турбина 18 содержит входной корпус 105 с полостью 106, сопловой аппарат 107, рабочее колесо 108, выходной корпус 109 с полостью 110 и выходным обтекателем 111.

Вал 22 установлен на опорах 112, 113 и 114 и на нем установлен первый датчик частоты вращения 115 и первый датчик осевых сил 116. Газогенератор окислителя 19 (фиг.5) содержит боковую стенку 117, выполненную из двух оболочек: внутренней 118 и внешней 119 с зазором 120 между ними. На боковой стенке 117 выполнен коллектор 121, полость которого сообщается с зазором 120. Газогенератор окислителя 19 содержит головку 122 с полостью 123 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 124 и 125. Форсунки окислителя 124 сообщают полость 123 с внутренней полостью 126, а форсунки горючего 124 сообщают полость 127, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 19 над его головкой 122 и соединена с зазором 120 - с внутренней полостью 126. Между газогенератором окислителя 19 и валом 22 выполнена изоляция. 128. Газогенератор окислителя 19 имеет запальное устройство 129. К газогенератору окислителя 19, конкретно к полости 123 внутри головки 122, присоединен трубопровод окислителя 63. Другой конец трубопровода окислителя 63 соединен с выходом из насоса окислителя 20.

Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу 63, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 64 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 первого горючего 23 выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 65, содержащим регулятор расхода окислителя 66 с приводом 67 и клапан 68, соединен с газогенератором горючего 23. К газогенератору окислителя 19, конкретно к коллектору 121, присоединен трубопровод горючего 51, содержащий регулятор расхода горючего 52 с приводом 53 и клапан горючего 54, другой конец подсоединен к второму турбонасосному агрегату второго горючего 6, конкретно - выходу из насоса горючего 31.

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 вал 26.

Газогенератор горючего 23 установлен соосно с ТНА горючего 4 над второй основной турбиной 24. Газогенератор горючего 23 (фиг.6) содержит боковую стенку 130, выполненную из двух оболочек: внутренней 131 и внешней 132 с зазором 133 между ними. На боковой стенке 130 выполнен коллектор 134. Газогенератор горючего 23 содержит головку 135 с полостью 136 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 137 и 138 соответственно и полость 139 между ними, а также форсунки окислителя и жидкого горючего соответственно 140 и 141. Форсунки окислителя 140 сообщают полость 136 с внутренней полостью 142, а форсунки жидкого горючего 141 сообщают полость 139, которая соединена с зазором 133 с внутренней полостью 142. Газогенератор горючего 23 имеет запальное устройство 143. ТНА 4 имеет вал 26, установленный на опорах 144, 145 и 146. На валу 26 установлен второй датчик частоты вращения 147 и второй датчик осевых сил 148.

Вторая основная турбина 24 содержит входной корпус 149 с полостью 150, сопловой аппарат 151, рабочее колесо 152, выходной корпус 153 с полостью 154.

ТНА горючего 4 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 155, выполненное внутри вала 26, и радиальные отверстия 156 и 157, выходящие соответственно в полости 158 и 159.

Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего

Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5 (фиг.7), как было указано ранее, содержит третью основную турбину 27, первый дополнительный газогенератор горючего 28, насос горючего 29 и вал 30.

Третья основная турбина 27 содержит, в свою очередь, входной корпус 160 с полостью 161, сопловой аппарат 162, рабочее колесо 163, выходной корпус 164 с полостью 165 и выходным обтекателем 166.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 30, установленный на опорах 167, 168 и 169, на нем установлен третий датчик частоты вращения 170 и третий датчик осевых сил 171. Первый дополнительный газогенератор горючего 28 содержит (фиг.7) содержит боковую стенку 172, выполненную из двух оболочек: внутренней 173 и внешней 174 с зазором 175 между ними. На боковой стенке 172 выполнен коллектор 176, полость которого сообщается с зазором 175. Первый дополнительный газогенератор горючего 28 содержит головку 177 с полостью 178 и форсунки окислителя и горючего соответственно 179 и 180. Форсунки окислителя 179 сообщают полость 178 с внутренней полостью 181, а форсунки горючего 180 сообщают полость 182, которая выполнена у нижнего торца газогенератора горючего 23 над его головкой 177 и соединена с зазором 175 - с внутренней полостью 181. Между газогенератором горючего 28 и валом 30 выполнена теплоизоляция 183. Газогенератор горючего 28 имеет запальное устройство 184.

ТНА горючего 5 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 185, выполненное внутри вала 30, и радиальные отверстия 186 и 187, выходящие соответственно в полости 188 и 189.

Второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего

Второй дополнительный ТНА горючего 6 (фиг.8), как упоминалось ранее, содержит второй дополнительный газогенератор горючего 31, четвертую основную турбину 32, второй насос второго горючего 33 и вал 34.

Второй дополнительный газогенератор горючего 31 содержит головку 190 с полостью 191 и форсунки окислителя и горючего соответственно 192 и 193.

Кроме того, второй дополнительный газогенератор горючего 31 содержит (фиг.8) боковую стенку 194, выполненную из двух оболочек: внутренней 195 и внешней 196 с зазором 197 между ними. На боковой стенке 194 выполнен коллектор 198, полость которого сообщается с зазором 197.

Форсунки окислителя 192 сообщают полость 191 с внутренней полостью 199, а форсунки горючего 193 сообщают полость 200, которая выполнена у нижнего торца газогенератора горючего 31 над его головкой 190 и соединена с зазором 197 - с внутренней полостью 199. Газогенератор горючего 31 имеет запальное устройство 201.

Четвертая основная турбина 32 содержит, в свою очередь, входной корпус 202 с полостью 203, входной обтекатель 204, сопловой аппарат 205, рабочее колесо 206, спрямляющий аппарат 207, выходной корпус 208 с полостью 209.

Кроме того, второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит насос горючего 33. Второй дополнительный ТНА горючего 6 имеет вал 34. Вал 34 установлен на опорах 210 и 211. На валу 34 этого ТНА установлены четвертый датчик частоты вращения 212 и четвертый датчик осевых сил 213. ТНА горючего 6 оборудован системой охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит выполненное внутри вала осевое отверстие 214 и радиальные отверстия 215 и 216. Эти отверстия сообщают осевое отверстие 213 с полостями 217 и 218, в которых установлены опоры 210 и 211.

Система продувки ЖРД

Система продувки ЖРД приведена на фиг.4 и содержит, как упоминалось ранее, баллон инертного газа 102, к которому присоединены трубопроводы продувки 103 с клапаном продувки 104. Трубопровод продувки 103 присоединен к нижнему коллектору 11. Система продувки обеспечивает продувку магистралей горючего.

Система управления ЖРД

На ЖРД установлен бортовой компьютер 219 (фиг.13), к которому электрическими связями 220 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также все запальные устройства. К бортовому компьютеру 219 электрическими связями 220 (фиг.13) подключены:

- запальные устройства 129, 143, 184, 201 и 88,

- ракетные клапаны 37 и 42,

- клапаны 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72, 76 и 104,

- привод 53 регулятора расхода горючего 52, привод 71 регулятора расхода окислителя 70, привод 75 регулятора расхода окислителя 74, привод 67 регулятора расхода окислителя 66.

- датчики частоты вращения 115, 147, 170 и 212.

- датчики осевых сил 116, 148, 171, 213.

Крепление турбонасосных агрегатов Крепление всех ТНА 3…6 выполнено при помощи тяг 221…224 соответственно (фиг.13…16). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.13) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10) выполнен нижний силовой пояс 78, к которому крепятся при помощи шарниров 225 тяги 221...224. К ТНА 3…6 тяги 221…224 крепятся при помощи шарниров 226. ТНА 3…6 могут быть установлены параллельно продольной оси камеры сгорания (фиг.13 и 14) или под углом к ней (фиг.15). 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.16).

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.

Система управления вектором тяги

Система управления вектором тяги, как упоминалось ранее, включает центральный шарнир 89 и один или два привода 94 (возможно применение четырех приводов 94). В качестве привода 94 может быть использован гидроцилиндр 95, который при помощи шарнира 96 с одной стороны крепится к силовой раме 92, а с другой - при помощи шарнира 97 на верхнем силовом кольце 77. Верхнее силовое кольцо 77 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 95 трубопроводами 98 и 99 присоединен гидораспределитель 100, к которому присоединен насос 101 (фиг.2).

В состав этой системы входят сильфоны 227 и 228, установленные соответственно в трубопроводах 36 и 41 (фиг.13 и 17). На фиг.18 приведены графики изменения температуры продуктов сгорания в основных турбинах 24, 27 и 32 в прототипе и в предложенном ЖРД - 229 и 230 соответственно.

РАБОТА ЖРД

1. Запуск ЖРД

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом. Открывают клапаны наддува 39 и 44, включают наддув, потом открывают ракетные клапаны 37 и 42 (фиг.1 и 2). Окислитель и горючее из баков 40 и 35 поступают во все ТНА 3…6.

Раскручиваются валы всех ТНА 3…6. Датчики частоты вращения 115, 147, 170 и 212 и датчики осевых сил 116, 146, 171 и 213 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72 и 76. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 19, 23, 28 и 31. Потом с бортового компьютера 219 по линии связи 220 подают сигнал на запальные устройства камеры сгорания 88 и всех газогенераторов 129, 143, 184 и 201 (фиг.14). Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в четырех газогенераторах 19, 23, 28 и 31, 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 87, где воспламеняются при помощи запальных устройств 88. 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 28, но уменьшается до 900…1000°С, но быстро восстанавливается в третьей основной турбине 27, потом в четвертой основной турбине 32 (линия 229 фиг.18).

2. Регулирование ЖРД

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют - привод 53 регулятора расхода горючего 52, привод 71 регулятора расхода окислителя 70 и привод 75 регулятора расхода окислителя 74 и привод 67 регулятора расхода окислителя 66, используя заранее запрограммированные сигналы с компьютера 219, передаваемые по электрическим связям 220.

Применение двух и боле турбонасосных агрегатов горючего, насосы и основные турбины которых соединены последовательно, 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 89 при помощи привода (приводов) качания 94. Приводы качания 94 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметрично расположение двух пар ТНА 3…6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес THA 3…6 и вращение пар валов 22, 26, 30 и 34 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 104 и инертным газом из баллона 102 продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.

Применение изобретения позволит:

Уменьшить вес ЖРД и облегчить его сборку.

Значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес:

- 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 давление в камере сгорания (800…1000 кгс/см2) и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания,

- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя последовательные гидравлические схемы по линии второго горючего, повысить давление на выходе второго горючего до 1000 кгс/см2 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 трех последовательно соединенных ТНА горючего (водорода или метана или другого криогенного или высококипящего горючего).

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 кислородно-водородными ЖРД, для вывода на орбиту спутников систем глобального дистанционного позиционирования.

Так как этот кислородно-водородный жидкостно-ракетный двигатель обладает сверхвысокими удельными энергетическими и низкими весовыми характеристиками, то страна, первая внедрившая этот двигатель, будет несколько сот лет обладать решающим преимуществом в области ракетной техники.

Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме восстановления приоритета в мирном освоении космоса и обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции во много раз, при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности или выводить спутники связи и систем глобального дистанционного позиционирования по международным договорам для других стран.

1. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину и насосы, отличающийся тем, что он дополнительно содержит, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно поочередно трубопроводами «П» образной и прямолинейной формы, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосный агрегат окислителя и все турбонасосные агрегаты горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.

2. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что 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 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.

3. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он оборудован бортовым компьютером, а на камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.

4. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на трубопроводе второго горючего на продольной оси камеры сгорания.

5. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим.

6. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.

7. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он все ТНА имеют валы, на которых установлены датчики частоты вращения и датчики осевых сил.

www.findpatent.ru

Переспективы развития космических ЖРД

Переспективы развития космических ЖРД

В планах дальнейшего освоения космоса жидкостно-ракетным двигателям отводится большая роль. Мощные ЖРД, рассчитанные на экономичное использование высокоэффективных топлив, по-прежнему находятся в центре внимания специалистов. Доказательством тому является разработанный фирмой Рокетдайн кислородно-водородный двигатель SSME с тягой свыше 200 т, предназначенный для транспортного космического корабля "Спейс Шатл". Этот двигатель в отличие от прежних кислородно-водородных ЖРД функционирует на всем участке разгона космического аппарата:от старта до вывода на околоземную орбиту. Давление в камере ЖРД 55МЕ превышает 200 атм.

Развитие криогенной техники наряду с достижениями в области теплоизоляционных материалов в скором времени сделает целесообразной разработку для космических аппаратов основных и вспомогательных ЖРД, работающих на криогенных топливах и развивающих высокий удельный импульс. В этой связи большой интерес представляет смесь жидкого водорода с твердым, так называемый шугообразный водород. С заменой жидкого водорода твердым возрастает плотность ракетного топлива и в несколько раз снижаются потери водорода за счет испарения.

Большое внимание уделяется также разработке ЖРД" рассчитанных на использование новых, более эффективных топлив. К настоящему времени достигнут значительный прогресс в создании ЖРД с тягой в несколько тонн, работающих на топливах, содержащих фтор - самый сильный из известных окислителей. Фтор-водородное топливо превосходит кислородно-водородное примерно на 5% по удельному импульсу и вдвое по плотности. В ряде случаев еще больший эффект может дать использование фторных топлив, в которых окислителем являются фтор, моноокись фтора или механические смеси фтора с кислородом (флоксы), а горючим - гидразин, аммиак, диборан или легкие углеводороды (например, метан). Эти топлива обеспечивают удельный импульс, примерно на 10% меньший, нежели обеспечивает кислородно-водородное топливо, однако плотность их столь же высока, что и кислородно-керосинового топлива; кроме того, они лучше сохраняются в условиях космического полета, нежели топлива, содержащие водород.

Однако освоение фторных топлив требует решения многочисленных проблем, связанных с химической природой фтора. Этот продукт исключительно агрессивен. Он реагирует почти со всеми органическими и неорганическими веществами с выделением большого количества тепла, часто вызывающего воспламенение. При определенных условиях фтор вступает в реакцию даже с инертными газами. Многие металлы реагируют с фтором даже при комнатной температуре и при незначительном нагреве (при сильном же нагреве в атмосфере фтора горят все металлы). В струе фтора сгорают асбест, стекло, песок и бетон; пожар, начавшийся в результате воздействия фтора, потушить очень трудно. Фторные окислители и продукты сгорания фторных топлив относятся, к сожалению, к числу самых токсичных продуктов, опасных для человека и окружающей среды.

Химическая агрессивность фтора значительно сужает круг возможных конструкционных материалов для ЖРД, рассчитываемых на использование фторных топлив. Внутренние поверхности металлических элементов конструкции, соприкасающиеся с фтором, должны подвергаться операции пассивирования, которая заключается в обработке поверхностей газообразным фтором с целью нанесения защитной пленки фторидов. Внутренние поверхности элементов не должны иметь пор, микротрещин, заусенцев и других дефектов, поскольку они могут вызвать возгорание конструкции. Использование фторных топлив в ЖРД осложняет задачу создания надежно охлаждаемой камеры, поскольку при сгорании этих топлив развивается чрезвычайно высокая температура (например, для топлива фтор-аммиак она на 700°С выше, чем для топлива кислород-керосин, и достигает 4100°С).

В то же время, несмотря на трудность освоения фторных топлив, успехи, достигнутые в этой области в течение последнего десятилетия, дают основания считать, что в ближайшие годы фторные ЖРД найдут применение на верхних ступенях ракет, предназначенных для перевода автоматических космических аппаратов на другие орбиты и для разгона их к планетам. Фторные ЖРД рассматриваются в качестве перспективных двигателей и для космических кораблей, которые будут способны совершать длительные полеты к планетам.

В числе возможных компонентов топлив для будущих ЖРД рассматривается также озон, являющийся более сильным окислителем, нежели кислород. Озон в сочетании с водородом обеспечивает теоретически более высокий удельный импульс, чем топливная пара фтор-водород. Однако озон является чрезвычайно взрывоопасным продуктом, в сильной степени склонным к самопроизвольной детонации, и, следовательно, проблема получения и использования озона в большом количестве еще ждет своего решения.

Повышение характеристик двухкомпонентных жидких топлив может быть достигнуто и за счет добавки к ним в качестве третьего компонента легких металлов. Наибольший интерес среди таких металлсодержащих топлив представляют композиции фтор-водород-литий и кислород-водород-бериллий, обеспечивающие в принципе получение удельного импульса около 5000 м/с, близкого к предельному для существующих молекулярных топлив. Столь высокий удельный импульс можно объяснить упрощенно большим количеством тепла, выделяющимся при сгорании металлов в кислороде и фторе, и малым молекулярным весом водорода, воспринимающего выделившееся тепло.

Для создания экономичных двигателей, работающих на металлсодержащем топливе, необходимо решить многочисленные проблемы, к которым относятся: разработка надлежащих методов производства и хранения топлива; организация подачи топлива в камеру двигателя; обеспечение в камере полного сгорания топлива с последующим эффективным разгоном продуктов сгорания. Существенным недостатком двух упомянутых металлсодержащих топлив является их малая плотность, обусловленная высоким содержанием водорода (они в 4 раза легче кислородно-керосинового топлива).

Наряду с освоением новых ракетных топлив проводится поиск технических принципов, обеспечивающих дальнейшее усовершенствование ЖРД по экономичности, габаритам и массе. В этом отношении возможности принятых в современных ЖРД схем и конструктивных решений ограничены. Дело в том, что выигрыш в удельном импульсе и габаритах ЖРД, достигаемый увеличением давления в камере, с ростом давления становится все менее ощутимым, а трудности создания ЖРД все более возрастают. Существенное увеличение давления в камере свыше 200-250 атм оказывается малоэффективным и труднореализуемым.

Макет ЖРД с соплом внешнего расширения (США)

В связи с этим большой интерес вызывают ЖРД с соплом внешнего расширения (рисунок). Своему названию такие ЖРД обязаны тем, что в них газовый поток обтекает реактивное сопло камеры снаружи, а не течет внутри сопла, как в обычных ЖРД. Сопло внешнего расширения представляет собой профилированное тело, сужающееся по направлению газового потока, похожее на конический или призмообразный сосуд с дном. Камера сгорания на рисунке имеет вид кольца, охватывающего сопло. Внутри сопла располагаются все другие элементы конструкции ЖРД, включая турбонасосный агрегат. Отработанный газ турбины выбрасывается наружу через отверстия в дне сопла. При старте ракеты реактивная струя вначале прижата к соплу атмосферным давлением, а затем по мере подъема ракеты расширяется в стороны. Поскольку газовый поток при обтекании сопла расширяется до давления, близкого к окружающему, то при полете ракеты сопло работает постоянно в режиме, соответствующем максимальному удельному импульсу, что является значительным преимуществом сопла внешнего расширения по сравнению с применяющимся. Другим преимуществом сопел внешнего расширения являются их существенно меньшие габариты (они короче обычных сопел в 3-4 раза), что объясняется их газодинамическими характеристиками. Применение сопел внешнего расширения позволяет значительно увеличить удельный импульс и уменьшить габариты ЖРД, не прибегая к увеличению давления в камере свыше 100 атм. К настоящему времени испытаны экспериментальные образцы ЖРД с соплом внешнего расширения, рассчитанные на тягу примерно от 10 до 100 т. Следует сказать, что создание таких ЖРД представляет немалые трудности для конструкторов и технологов.

Разработка космических ЖРД сопряжена с огромными материальными затратами. Стоимость создания этих двигателей достигает многих сотен миллионов долларов, а стоимость серийных образцов часто выражается семизначными числами. Тем не менее столь дорогостоящие изделия вместе с другими элементами ракет и космических аппаратов используются лишь однократно. Исследования проектов транспортных космических систем многократного применения, проводившиеся в течение многих лет, показали, что их создание оправдано экономически лишь при условии частого их использования. Одна из ключевых проблем разработки этих систем состоит в создании мощных эффективных ЖРД, рассчитанных на несколько десятков полетов и на ресурс в несколько часов при малом объеме межполетных регламентных работ. В этих условиях становится необходимой разработка специальной системы технической диагностики состояния ЖРД. В двигателе появляется новый элемент: контрольный блок с малогабаритным счетно-решающим устройством, который управляет работой двигателя и при необходимости подает команду на аварийное выключение.

Таким образом, возможности развития космических ЖРД далеко не исчерпаны. Следует учесть, что мы рассмотрели в основном лишь те перспективы развития, которые связаны с уже начавшимися работами.

В заключение скажем несколько слов о будущем космических ЖРД вообще, учитывая то обстоятельство, что существуют и разрабатываются другие типы двигателей, могущих использоваться в космонавтике.

 

Сайт создан в системе uCoz

wmpt.narod.ru

Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель | Банк патентов

Использование: в кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) и в ЖРД, работающих на других компонентах топлива. Сущность изобретения: двигатель содержит камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат (ТНА), бустерный насос (БН) горючего, БН окислителя с гидротурбиной и подводящий трубопровод гидротурбины. ТНА включает в себя трехступенчатый центробежный насос горючего, основной центробежный насос окислителя, дополнительный центробежный насос окислителя и двухступенчатую турбину. Основной насос окислителя выполнен с двухсторонним входом. Вход дополнительного насоса соединен со входом основного насоса с помощью перепускных каналов, выполненных в корпусах насоса. Приводом БН окислителя служит гидротурбина, вход которой соединен подводящим трубопроводом с отводящим трубопроводом дополнительного насоса окислителя. 1 ил.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в кислородо-водородных ЖРД и в ЖРД, работающих на других компонентах топлива. Известен кислородно-водородный ЖРД многоразового использования, содержащий камеру сгорания, ТНА горючего, ТНА окислителя, бустерный насос горючего, бустерный насос окислителя с гидротурбиной, газогенераторы привода турбин ТНА горючего и окислителя. ТНА горючего содержит трехступенчатый насос и двухступенчатую газовую турбину. ТНА окислителя содержит основной центробежный насос окислителя с двухсторонним входом, дополнительный центробежный насос окислителя и двухступенчатую газовую турбину. Выход основного насоса окислителя соединен трубопроводами с камерой сгорания, со входом гидравлической турбины бустерного насоса окислителя и со входом дополнительного насоса окислителя, выход которого соединен трубопроводом с газогенераторами. (Гахун Г.Г. Ваулин В.И. Володин В.А. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М. Машиностроение, 1989. Стр. 94. Рис. 5.7; стр. 95 97 прототип). Такая конструкция обладает следующими основными недостатками. Двигатель содержит две газовые турбины для привода ТНА горючего и ТНА окислителя. Известно, что одним из элементов, ограничивающим ракурс двигателя, является турбина. Наличие двух газовых турбин усложняет отработку и эксплуатацию двигателя, так как при многоразовом использовании двигателя требуется проведение ремонта турбин. ТНА окислителя содержит сложный в отработке узел уплотнения вала, разделяющий восстановительный высокотемпературный газ высокого давления в полости турбины и жидкий кислород в полости насоса окислителя. Как известно, антикавитационное совершенство насоса характеризуется кавитационным коэффициентом быстроходности.

где n частота вращения ротора, об/мин;V объемный расход жидкости через насос, м3/с;δhсрв критический кавитационный запас на входе в насос, м.

Для геометрически подобных насоса Cсрв является постоянной величиной. Критический кавитационный запас δhсрв определяет величину необходимого давления на входе в насос, а следовательно, и напор бустерного насоса. Тогда из приведенной зависимости следует, что при заданной величине напора бустерного насоса, чем больше величина V, тем меньше должна быть частота вращения ротора. Чем меньше частота вращения ротора, тем меньше коэффициент полезного действия насоса и тем больше габариты и масса турбонасосного агрегата. Поэтому частоту вращения ротора необходимо выбирать максимально возможной. Так как через основной насос окислителя протекает суммарный расход кислорода в камеру сгорания, в газогенератор и на привод гидротурбины бустерного насоса окислителя, то это существенно ограничивает частоту вращения ротора ТНА и ухудшает его технические характеристики. Устранение данного недостатка особенно важно для одноблочной конструкции ТНА кислородно-водородного ЖРД, в которой кислородный и водородный насос имеют общий ротор и одинаковую частоту вращения ротора. Повышение частоты вращения ротора ТНА за счет улучшения кавитационных качеств кислородного насоса вызывает значительное повышение коэффициента полезного действия и снижает массу водородного насоса. Целью предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, повышение экономичности насосов и снижение затрат на эксплуатацию двигателя. поставленная цель достигается тем, что в кислородно-водородном ЖРД, содержащем камеру сгорания, многоступенчатый насос горючего, газогенератор и турбину привода насоса горючего, основной насос окислителя с отводящим трубопроводом, соединенным с камерой сгорания, дополнительный насос окислителя с отводящим трубопроводом, соединенным с газогенератором, бустерный насос горючего, бустерный насос окислителя с гидротурбиной и подводящий трубопровод гидротурбины, насосы горючего и окислителя выполнены с общим ротором и общей турбиной, вход в дополнительный насос окислителя соединен каналами со входом в основной насос окислителя, а подводящий трубопровод гидротурбины бустерного насоса окислителя соединен с отводящим трубопроводом дополнительного кислородного насоса. На чертеже схематично представлен предлагаемый кислородно-водородный ЖРД, где 1 камера сгорания, 2 газогенератор, 3 ТНА, 4 бустерный насос горючего, 5 бустерный насос окислителя, 6 гидротурбина бустерного насоса окислителя, 7 подводящий трубопровод гидротурбины, 8 насос горючего, 9 - основной насос окислителя, 10 дополнительный насос окислителя, 11 турбина, 12 вал основного и дополнительного насосов окислителя, 13 шлицевая рессора, 14 вал насоса горючего, 15 вход основного насоса окислителя, 16 - выход бустерного насоса окислителя, 17 подводящий трубопровод основного насоса окислителя, 18 вход дополнительного насоса, 19 перепускные каналы, 20 отводящий трубопровод основного насоса, 21 отводящий трубопровод дополнительного насоса, 22 отводящий трубопровод гидротурбины. Двигатель содержит камеру сгорания 1, газогенератор 2, ТНА 3, бустерный насос 4 горючего, бустерный насос 5 окислителя с гидротурбиной 6 и подводящий трубопровод 7 гидротурбины. ТНА 3 имеет одноблочную конструкцию, включающую в себя трехступенчатый центробежный насос 8 горючего, основной центробежный насос 9 окислителя, дополнительный центробежный насос 10 окислителя и двухступенчатую турбину 11. Основной насос 9 окислителя выполнен с двухсторонним входом. Вал 12 основного и дополнительного насосов окислителя соединен шлицевой рессорой 13 с валом 14 насоса горючего и образует общий ротор с общей турбиной 11. Вход 15 основного насоса окислителя соединен с выходом 16 бустерного насоса 5 окислителя подводящим трубопроводом 17 основного насоса окислителя. Вход 18 дополнительного насоса соединен со входом 15 основного насоса с помощью перепускных каналов 19, выполненных в корпусах насоса. Основной насос 9 окислителя соединен отводящим трубопроводом 20 с камерой сгорания 1. Дополнительный насос 10 соединен с газогенератором 2 отводящим трубопроводом 21. Приводом бустерного насоса 5 окислителя служит гидротурбина 6, вход которой соединен подводящим трубопроводом 7 с отводящим турбопроводом 21 дополнительного насоса. Выход гидротурбины соединен отводящим трубопроводом 22 с подводящим трубопроводом 17 основного насоса. Во время работы кислород из бака поступает в бустерный насос 5 окислителя. С выхода 16 бустерного насоса 5 окислителя по подводящему трубопроводу 17 кислород подводится на вход 15 основного насоса 9. Со входа 15 кислород поступает в крыльчатку основного насоса 9 и по перепускным каналам 19 на вход 18 дополнительного насоса 10. После основного насоса кислород подает по отводящему трубопроводу 20 в камеру сгорания 1. После дополнительного насоса кислород подается по отводящему трубопроводу 21 в газогенератор 2. На гидротурбину 6 по подводящему трубопроводу 7 подается кислород, отбираемый из отводящего трубопровода 21 дополнительного насоса. После гидротурбины кислород по отводящему трубопроводу 22 гидротурбины поступает в подводящий трубопровод 17 и далее на вход 15 основного насоса окислителя. Крутящий момент от турбины 11 передается к валу 12 основного и дополнительного насосов окислителя через вал 14 насоса горючего и шлицевую рессору 13. Через основной насос протекает только кислород, поступающий в камеру сгорания, а через дополнительный насос кислород, подводимый в газогенератор и на гидротурбину бустерного насоса окислителя. Давление в газогенераторе выше давления в камере сгорания, поэтому напор, а следовательно, и наружный диаметр крыльчатки, дополнительного насоса больше, чем у основного насоса. Так как основной кислородный насос разгружен от расхода кислорода, подаваемого в газогенератор и на гидротурбину бустерного насоса окислителя, частота вращения ротора основного насоса повышена на 15% В одноблочной конструкции ТНА с одинаковой частотой вращения роторов насосов горючего и окислителя увеличение частоты вращения улучшает технические характеристики водородного насоса, имеющего мощность и массу существенно превышающую мощность и массу кислородного насоса. Применение предлагаемого изобретения улучшает антикавитационные качества кислородного насоса, повышает экономичность насосов и улучшает эксплуатационные качества ЖРД. Использование предлагаемого изобретения не требует специальных технологий и реализуется известными методами изготовления.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, многоступенчатый насос горючего, газогенератор и турбину привода насоса горючего, основной насос окислителя с отводящим трубопроводом, соединенным с камерой сгорания, дополнительный насос окислителя с отводящим трубопроводом, соединенным с газогенератором, бустерный насос горючего, бустерный насос окислителя с гидротурбиной и подводящий трубопровод гидротурбины, отличающийся тем, что вход в дополнительный насос окислителя соединен каналами с входом в основной насос окислителя, а подводящий трубопровод гидротурбины бустерного насоса окислителя соединен с отводящим трубопроводом дополнительного насоса окислителя.

bankpatentov.ru

Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель

 

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. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в кислородно-водородных ЖРД.

Известен кислородно-водородный ЖРД с дожиганием газа после турбины, содержащий камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат (ТНА), кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. ТНА содержит водородный насос и кислородный насос с главной и дополнительной ступенями. Главная ступень кислородного насоса питает камеру, дополнительная ступень - газогенератор. В этом двигателе выходы турбины ТНА соединены трубопроводами с головкой камеры и выход водородного насоса ТНА соединен трубопроводом с головкой газогенератора (A.Dniitrenko, N.Zaitcev, A. Kravchcnko, V.Pershin. Evolution of Liquid Roket Engine (LRE) Turbopump (TP) Design. Propulsion in Space Transportation. 5th Simposium International. 1996. Paris. P.4.23. Fig.9 - прототип). Такая конструкция ЖРД обладает следующими недостатками. Одним из направлений улучшения энергомассовых характеристик двигательных установок является увеличение тяги двигателя. Чем выше тяга двигателя, тем меньше его относительная масса (масса, приходящаяся на единицу тяги). При создании крупноразмерного кислородно-водородного ЖРД по этой схеме требуемая величина тяги не может быть обеспечена из-за недопустимо высоких напряжений растяжения от центробежных сил в рабочих лопатках турбины ТНА. Поэтому величина тяги ограничивается допустимыми напряжениями в рабочих лопатках турбины. Как известно, напряжения растяжения в наиболее нагруженном корневом сечении лопатки определяются зависимостью где C - постоянная величина при заданных приведенном расходе и угле потока на выходе из рабочего колеса; n - частота вращения ротора, об/мин; Gг- расход газа через турбину, кг/с; T*2 - температура заторможенного потока на выходе из рабочего колеса, K; P*2 - давление заторможенного потока на выходе из рабочего колеса, МПа. T*2 и P*2 являются заданными величинами из условия баланса мощностей турбины и насосов. С увеличением тяги ЖРД увеличивается расход газа через турбину Gг, что приводит к увеличению высоты рабочей лопатки турбины и к повышению в ней напряжений. Величина напряжений в рабочей лопатке ограничивается прочностными свойствами материала лопатки. При заданной частоте вращения ротора с повышением тяги двигателя напряжения в лопатке достигают предельно допустимой для материала лопатки величины. Дальнейшее увеличение тяги двигателя недопустимо по условиям прочности лопаток. Ограничение величины тяги двигателя повышает его относительную массу и массу всей двигательной установки В соответствии с приведенной зависимостью при заданных допустимых напряжениях в лопатках турбины величина расхода газа через турбину, а следовательно, и предельная величина тяги двигателя может быть повышена за счет уменьшения частоты вращения ротора. Однако уменьшение частоты вращения ротора увеличивает массу и габариты ТНА. Кроме того, снижение частоты вращения ротора снижает экономичность насосов и турбины ТНА, что ведет к уменьшению давления в камере. Пониженная величина давления в камере увеличивает ее массу и габариты. Следовательно, в ЖРД, имеющем простую и экономичную схему с одним ТНА, существует ограничение по величине тяги. Для известного кислородно-водородного ЖРД из условия обеспечения прочности лопаток турбины предельным значением тяги является величина около 2000 кН. Технической задачей предлагаемого изобретения является совершенствование энергомассовых характеристик двигательной установки за счет повышения тяги ЖРД. Это достигается тем, что кислородно-водородный ЖРД с дожиганием газа после турбины, содержащий камеру со входом и выходом охлаждающего тракта, газогенератор, основной ТНА с установленными на одном валу главным кислородным насосом, соединенным трубопроводом с головкой камеры, турбиной и водородным насосом, выходы которых соединены трубопроводами соответственно с головкой камеры и головкой газогенератора, дополнительным кислородным насосом, соединенным своим выходом трубопроводом с головкой газогенератора, и кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты, соединенные выходом своего насоса со входом соответственно кислородных и водородного насосов основного ТНА, согласно изобретению упомянутый ЖРД снабжен вспомогательным ТНА с установленными на одном валу водородным насосом и турбиной. При этом во вспомогательном ТНА вход турбины соединен трубопроводом с выходом газогенератора, выход - с головкой камеры, вход водородного насоса соединен трубопроводом с выходом насоса водородного бустерного насосного агрегата. Для использования водорода, подаваемого водородным насосом вспомогательного ТНА, на привод турбин основного и вспомогательного ТНА выход водородного насоса вспомогательного ТНА соединен трубопроводом с головкой газогенератора. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного ТНА выход водородного насоса вспомогательного ТНА соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора, турбина водородного бустерного насосного агрегата соединена трубопроводами своим входом с выходом газогенератора, а выходом - с головкой камеры. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного ТНА установлен параллельный кислородный насос, который соединен трубопроводами своим входом с выходом насоса кислородного бустерного насосного агрегата, а выходом - с головкой камеры. Мощность к параллельному кислородному насосу подводится от турбины вспомогательного ТНА. Предлагаемый кислородно-водородный ЖРД представлен на фиг. 1, а его варианты приведены на фиг. 2, 3, где: 1 - камера, 2 - газогенератор, 3 - основной ТНА, 4 - вспомогательный ТНА, 5 - главный кислородный насос, 6 - дополнительный кислородный насос, 7 - водородный бустерный насосный агрегат, 8 - насос водородного бустерного насосного агрегата, 9 - турбина водородного бустерного насосного агрегата, 10 - водородный насос основного ТНА, 11 - турбина основного ТНА, 12 - водородный насос вспомогательного ТНА, 13 - турбина вспомогательного ТНА, 14 - головка камеры, 15 - головка газогенератора, 16 - вход охлаждающего тракта камеры, 17 - выход охлаждающего тракта камеры, 18 - параллельный кислородный насос, 19 - кислородный бустерный насосный агрегат. Кислородно-водородный ЖРД (фиг. 1) состоит из камеры 1, газогенератора 2, основного 3 и вспомогательного ТНА 4, главного 5 и дополнительного 6 кислородных насосов и водородного бустерного насосного агрегата 7 с насосом 8 и турбиной 9. Основной ТНА 3 содержит водородный насос 10 и турбину 11, вспомогательный ТНА 4 - водородный насос 12 и турбину 13. Входы водородных насосов основного 3 и вспомогательного 4 ТНА соединены трубопроводами с выходом насоса 8 водородного бустерного насосного агрегата 7. Выход главного кислородного насоса 5 соединен трубопроводом с головкой 14 камeры 1. Выход дополнительного кислородного насоса 6 и выход водородного насоса 10 основного ТНА 3 соединены трубопроводами с головкой 15 газогенератора 2. Вход турбины 11 основного ТНА 3 и вход турбины 13 вспомогательного ТНА 4 соединены трубопроводами с выходом газогенератора 2, а выходы этих турбин - с головкой 14 камеры 1. Камера 1 содержит вход 16 и выход 17 охлаждающего тракта для подвода и отвода охлаждающего водорода. Входы главного 5 и дополнительного 6 кислородных насосов соединены трубопроводами с выходом насоса кислородного бустерного насосного агрегата 19. При работе водород поступает на вход насоса 8 водородного бустерного агрегата 7. Далее основная часть водорода поступает на вход водородного насоса 10 основного ТНА и меньшая часть - на вход водородного насоса 12 вспомогательного ТНА. После водородного насоса 10 основного ТНА водород подводится в головку 15 газогенератора. Кислород подводится на вход насоса кислородного бустерного агрегата 19 и далее на вход главного 5 и дополнительного 6 кислородных насосов. Приводом водородного роторного насосного агрегата служит газовая турбина 9. Привод кислородного бустерного насосного агрегата 19 осуществляется гидравлической турбиной. Гидравлическая турбина питается кислородом, отбираемым с выхода дополнительного кислородного насоса 6 основного ТНА 3. После гидравлической турбины кислород отводится на выход насоса кислородного бустерного насосного агрегата 19, где он смешивается с основным потоком кислорода этого насоса. Газ на выходе из газогенератора 2 разделяется на два потока. Большая часть газа поступает на вход турбины 11 основного ТНА 3 и часть газа - на вход турбины 13 вспомогательного ТНА 4. После турбин основного и вспомогательного ТНА газ поступает в головку 14 камеры 1. Расход кислорода через главный кислородный насос 5 и суммарный расход газа через турбины 11, 13 основного 3 и вспомогательного 4 ТНА определяют тягу двигателя. Расход газа через турбину 11, а следовательно, и расход водорода через водородный насос 10 основного ТНА выбран таким, чтобы напряжения в рабочих лопатках турбины 11 не превышали предельно допустимой для материала лопатки величины. Благодаря дополнительному расходу газа через турбину 13 вспомогательного ТНА увеличен суммарный расход водорода, поступающего в двигатель. Пропорционально увеличению расхода водорода увеличен и расход кислорода. Следовательно, тяга двигателя повышена без увеличения напряжений в рабочих лопатках турбины 11 основного ТНА и при пониженных напряжениях в лопатках турбины 13 вспомогательного ТНА. Так как расход водорода через водородный насос 12 вспомогательного ТНА 4 меньше расхода водорода через водородный насос 10 основного ТНА 3, частота вращения ротора вспомогательного ТНА выбрана более высокой по сравнению с основным ТНА. Этим обеспечивается пониженные масса и габариты вспомогательного ТНА. Предложенная схема ЖРД позволяет повысить тягу кислородно-водородного двигателя до 4000 кН и снизить массу двигательной установки за счет применения меньшего количества двигателей с меньшей относительной массой. С целью использования водорода, подаваемого водородным насосом 12 вспомогательного ТНА, для привода турбин 11, 13 основного и вспомогательного ТНА выход водородного насоса 12 соединен трубопроводом с головкой 15 газогенератора (фиг. 1). Этим обеспечивается использование водорода, протекающего через насос 12, для создания рабочего газа для привода турбин 11, 13. С целью повышения давления в камере за счет повышения мощности турбин 11, 13 основного и вспомогательного ТНА выход водородного насоса 12 вспомогательного ТНА соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта 16 камеры, а выход охлаждающего тракта 17 камеры - с головкой газогенератора (фиг. 2). Турбина 9 водородного бустерного насосного агрегата соединена трубопроводами своим входом с выходом газогенератора 2, а выходом - с головкой 14 камеры. Водород после водородного насоса 12 вспомогательного ТНА подводится ко входу охлаждающего тракта 16 камеры. После охлаждающего тракта камеры 1 водород поступает через выход охлаждающего тракта 17 камеры к головке 15 газогенератора. Газ на турбину 9 водородного бустерного насосного агрегата подводится из газогенератора 2. После турбины 9 водородного бустерного насосного агрегата газ отводится в головку 14 камеры. При заданной тяге двигателя расход водорода через головку газогенератора, а следовательно, и расход газа через турбины ТНА увеличен на величину расхода водорода через охлаждающий тракт камеры. Для привода турбины водородного бустерного насосного агрегата используется высокотемпературный газ, подводимый из газогенератора, из-за чего уменьшен расход газа на привод турбины водородного бустерного насосного агрегата и на такую же величину расход газа на привод турбины вспомогательного ТНА. Благодаря этому за счет увеличения давления водородными насосами основного и вспомогательного ТНА реализовано повышение давления в камере до 250 МПа. Повышенное давление в камере обеспечивает улучшенные энергомассовые характеристики двигателя. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса за счет уменьшения расхода через него к вспомогательному ТНА присоединен параллельный кислородный насос 18 (фиг. 3). Параллельный кислородный насос имеет общий вал со вспомогательным ТНА. Вход этого насоса соединен трубопроводом с выходом насоса кислородного бустерного насосного агрегата, выход насоса соединен трубопроводом с головкой 14 камеры. Кислород в камеру 1 подается главным кислородным насосом 5 и параллельным кислородным насосом 18. При заданной тяге двигателя уменьшен расход кислорода через главный кислородный насос 5 основного ТНА за счет подачи в двигатель части кислорода параллельным насосом 18 вспомогательного ТНА. Уменьшение расхода кислорода через главный кислородный насос обеспечивает улучшение его антикавитационных качеств. Благодаря этому уменьшен напор насоса кислородного бустерного насосного агрегата, что снижает затраты мощности на привод этого насоса и улучшает энергомассовые характеристики двигателя.

Формула изобретения

1. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием газа после турбины, содержащий камеру с входом и выходом охлаждающего тракта, газогенератор, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты, основной турбонасосный агрегат с установленными на одном валу турбиной, водородным насосом, дополнительным кислородным насосом и главным кислородным насосом, соединенным трубопроводом с головкой камеры, выход турбины, соединенный трубопроводом с головкой камеры, выход водородного насоса, соединенный с головкой газогенератора, выход дополнительного кислородного насоса, соединенный трубопроводом с головкой газогенератора, и выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов, соединенные с входом соответственно главного кислородного и водородного насосов основного турбонасосного агрегата, отличающийся тем, что он снабжен вспомогательным турбонасосным агрегатом с установленными на одном валу водородным насосом и турбиной, вход турбины которого соединен трубопроводом с выходом газогенератора, выход - с головкой камеры, вход водородного насоса вспомогательного турбонасосного агрегата соединен трубопроводом с выходом насоса водородного бустерного насосного агрегата. 2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что выход водородного насоса вспомогательного турбонасосного агрегата соединен трубопроводом с головкой газогенератора. 3. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что выход водородного насоса вспомогательного турбонасосного агрегата соединен трубопроводом с входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора, турбина водородного бустерного насосного агрегата соединена трубопроводами своим входом с выходом газогенератора, а выходом - с головкой камеры. 4. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что на валу вспомогательного турбонасосного агрегата установлен параллельный кислородный насос, который соединен трубопроводами своим входом с выходом насоса кислородного бустерного насосного агрегата, а выходом - с головкой камеры.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

www.findpatent.ru


Читайте также
  • Гиперскоростная звезда – более 1.000.000 миль в час
    Гиперскоростная звезда – более 1.000.000 миль в час
  • Астрономы обнаружили самую большую спиральную галактику
    Астрономы обнаружили самую большую спиральную галактику
  • Млечный путь содержит десятки миллиардов планет, схожих с Землей
    Млечный путь содержит десятки миллиардов планет, схожих с Землей
  • Млечный путь разорвал своего спутника на четыре отдельных хвоста
    Млечный путь разорвал своего спутника на четыре отдельных хвоста
  • Найден источник водородных газов для нашей Галактики
    Найден источник водородных газов для нашей Галактики