Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 17 августа 2014; проверки требуют 7 правок. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 17 августа 2014; проверки требуют 7 правок.Гибри́дный раке́тный дви́гатель (ГРД) — химический ракетный двигатель, использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях — жидком и твёрдом. В твердом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее.
Наличие твёрдого компонента позволяет существенно упростить конструкцию, что делает ГРД одним из самых перспективных, надёжных и простых типов ракетных двигателей. Применяемые окислители достаточно распространены — жидкий и газообразный кислород, закись азота. Топливом может быть любое твёрдое горючее вещество — ПВХ, бутилкаучук, резина, парафин и прочее (шутки ради в передаче «Разрушители легенд» запустили ракету на закиси азота и ко
ru.bywiki.com
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для разработки гибридных ракетных двигателей. Гибридный ракетный двигатель содержит зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров. Заряд твердого компонента топлива выполнен в виде цилиндра или эллипсоида вращения. В заряде твердого компонента топлива выполнены одна или несколько радиальных кольцевых щелей или рядов каналов, начинающихся от границ осевого канала. Форсуночная головка имеет форму, максимально приближенную к форме горящей поверхности заряда твердого компонента топлива. В форсуночной головке размещены в виде чередующихся поясов струйные и центробежные форсунки, сообщающиеся с раздельными коллекторными полостями. Магистраль подачи жидкого компонента топлива соединена с системой управления подачи компонента жидкого топлива, настроенной на обеспечение линейного изменения давления в коллекторных полостях. Изобретение позволяет повысить удельные характеристики гибридного двигателя, а также снизить массу конструкции, габариты, трудоемкость и стоимость его изготовления. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к гибридным ракетным двигателям (ГРД).
Известен гибридный ракетный двигатель (Л.Г.Головков. Гибридные ракетные двигатели. Военное издательство министерства обороны СССР, Москва, 1976 г.), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, с осевым каналом и струйной форсункой, расположенной в полости между донышком камеры и зарядом твердого компонента топлива, магистраль подачи жидкого компонента топлива к форсунке, камеру дожигания, сопло. В данном двигателе жидкий компонент топлива по магистрали подачи поступает к форсунке двигателя, через которую в распыленном состоянии впрыскивается в осевой канал заряда твердого компонента топлива и вступает в реакцию горения с горючим. Образующиеся в результате реакции горения газообразные и конденсированные продукты сгорания поступают в камеру дожигания, в которой реакция горения завершается, после чего продукты сгорания выбрасываются через сопло, создавая ракетную тягу.
Недостатком данной конструкции гибридного ракетного двигателя является ненадежная стабилизация фронта горения вблизи переднего торца заряда и уменьшение концентрации окислителя вблизи горящей поверхности, при этом происходит ухудшение удельных характеристик двигателя.
Известен гибридный ракетный двигатель, где используется устройство для подачи жидкого окислителя на основе системы впрыскивания (заявка DE 4422195, 24.06.94) в каналы заряда твердого топлива. В емкости с жидким кислородом установлен змеевик, который соединяется с камерой сгорания и через который часть горячих газов отводится в емкость с кислородом. Горячие газы нагревают кислород, увеличивая давление вытеснения кислорода. Преимущество предложенного устройства заключается в простоте его реализации и снижении стоимости ракеты.
Недостатком такой схемы является только местное повышение концентрации окислителя в каналах, что не позволяет поддерживать оптимальное соотношение компонентов в камере сгорания и обеспечить высокий уровень тяги.
Наиболее близким из известных технических решений является гибридный ракетный двигатель (патент RU 2070652, дата публ. 20.12.1996), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси заряда выполнен сквозной канал, в котором между донышком камеры и зарядом твердого компонента топлива расположена форсунка, выполненная в виде полого корпуса и установленного в нем с зазором вкладыша с центральным каналом, один торец вкладыша со стороны подачи жидкого компонента топлива снабжен кольцевым фланцем с отверстиями, а другой имеет плавно расширяющуюся наружную поверхность и выступает за торцевую поверхность корпуса с образованием криволинейного канала. Для дополнительной турбулизации основного потока жидкого компонента топлива форсунка может быть снабжена шнековым завихрителем, установленным в центральном канале вкладыша. Такое конструктивное исполнение форсунки позволяет обеспечить равномерность горения вдоль поверхности топливного канала за счет увеличения дальнобойности струи жидкого компонента топлива при использовании слаборасходящейся струи и устойчивую стабилизацию пламени вблизи переднего торца заряда твердого компонента топлива за счет принудительного разворота части расхода жидкого компонента топлива по нормали к поверхности сквозного канала заряда твердого компонента топлива вблизи переднего торца заряда.
Недостатком предложенного гибридного ракетного двигателя является недостаточная равномерность в подаче окислителя к горящей поверхности твердого горючего. При выгорании заряда твердого компонента топлива неравномерность подачи жидкого компонента топлива увеличивается и таким образом удельные характеристики двигателя непрерывно снижаются.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение удельных характеристик гибридного ракетного двигателя путем обеспечения близкого к оптимальному соотношению компонентов топлива в процессе его работы, при этом ставится задача снижения массы конструкции, габаритов и стоимости реализации по сравнению с известными ГРД.
Технический результат достигается тем, что в гибридном ракетном двигателе, содержащем зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров, в заряде твердого компонента топлива в виде цилиндра или эллипсоида вращения выполнены одна или несколько радиальных кольцевых щелей или рядов каналов, начинающихся от границ осевого канала, а форсуночная головка имеет форму, максимально приближенную к форме горящей поверхности заряда твердого компонента топлива, при этом в форсуночной головке размещены в виде чередующихся поясов струйные и центробежные форсунки, сообщающиеся с раздельными коллекторными полостями, а магистраль подачи жидкого компонента топлива соединена с системой управления подачи компонента жидкого топлива, специально настроенной на обеспечение линейного изменения давления в коллекторных полостях.
Кроме того, бак жидкого компонента топлива и зарядная камера с зарядом твердого компонента топлива могут быть размещены в едином корпусе, в котором бак жидкого компонента топлива и зарядная камера разделены перегородкой в радиальном или осевом направлениях, а заряд твердого компонента топлива выполнен из отдельных секций, соединенных между собой вдоль или поперек продольной оси.
Формирование в заряде твердого компонента топлива кольцевых щелей или рядов каналов позволяет при малой осевой длине заряда твердого компонента топлива увеличивать горящую поверхность, обеспечивая увеличение уровня создаваемой гибридным ракетным двигателем тяги при использовании формы корпуса в виде цилиндра или эллипсоида вращения, хорошо компонующихся в ракетах и разгонных блоках.
Придание форсуночной головке формы, близкой к форме горящей поверхности заряда твердого компонента топлива, позволяет организовать достаточно равномерную раздачу жидкого компонента топлива (окислителя) в зоне горения, обеспечивая соотношение твердого и жидкого компонентов топлива, близкое к оптимальному, и таким образом максимально увеличить удельные характеристики гибридного ракетного двигателя (ГРД).
Наличие в форсуночной головке чередующихся поясов струйных и центробежных форсунок позволяет в сочетании с линейным изменением давления в коллекторных полостях обеспечить постоянное близкое к оптимальному соотношение компонентов топлива с учетом непрерывного ухода зоны горения от начального положения (т.е. компенсировать увеличение расстояния от форсуночной головки до горящей поверхности).
Использование совмещенной в радиальном или осевом направлениях схем формирования конструкции ГРД с размещением бака жидкого компонента топлива и зарядной камеры с зарядом твердого компонента топлива в едином корпусе позволяет обеспечить максимально плотную компоновку и уменьшить длину ГРД, а выполнение заряда твердого компонента топлива из отдельных секций позволяет исключить изготовление специальной формообразующей оснастки и упрощает процесс сборки двигателя, что приводит к снижению трудоемкости и стоимости изготовления ГРД.
Изобретение иллюстрируется чертежами, где на Фиг.1 изображена схема гибридного ракетного двигателя (ГРД) с цилиндрической формой заряда твердого компонента топлива, на Фиг.2 представлена схема ГРД с формой заряда твердого компонента топлива в виде эллипсоида вращения, на Фиг.3 - схема ГРД с совмещенным в радиальном направлении размещением бака жидкого компонента топлива и заряда твердого компонента топлива, на Фиг.4 - схема ГРД с совмещенным в осевом направлении размещением бака жидкого компонента топлива и заряда твердого компонента топлива, на Фиг.5 представлен вариант исполнения форсуночной головки.
Гибридный ракетный двигатель содержит (Фиг.1 - Фиг.4) зарядную камеру (камеру сгорания) 1, сопло 2, заряд твердого компонента топлива 3, форсуночную головку 4, бак жидкого компонента топлива 5, магистраль подачи жидкого компонента топлива 6, систему наддува 7, элементы управления и регулирования параметров 8 и 9, магистраль подачи газа 10, газовую турбину 11, турбонасосный агрегат (ТНА) 12.
В форсуночной головке (Фиг.5) расположены центробежные 13 и струйные 14 форсунки.
Гибридный ракетный двигатель (Фиг.1) работает следующим образом: от системы управления (не показана) подается команда на запуск ГРД, при этом включается система наддува 7 и сжатый газ поступает в бак жидкого компонента топлива 5, затем газ, управляемый элементами управления и регулирования параметров 8, 9, через магистраль подачи газа 10 начинает поступать на газовую турбину 11 турбонасосного агрегата (ТНА) 12, одновременно прорывается мембрана свободного прорыва и через отсечной клапан в турбонасосный агрегат начинает поступать жидкий компонент топлива (окислитель) и далее по магистрали подачи жидкого компонента топлива 6 жидкий компонент топлива поступает в форсуночную головку 4 (мембрана свободного прорыва и отсечной клапан входят в состав элементов управления и регулирования параметров 8, 9). В зависимости от вида горючего может производиться предварительный подогрев поверхности горения специальным пиротехническим составом. Регулирование давления (обеспечение линейного закона изменения) подачи жидкого компонента топлива в форсуночной головке 4 осуществляется изменением числа оборотов ТНА путем изменения расхода газа, поступающего в турбину 11.
В конструкции ГРД, показанного на Фиг.2, используется вытеснительная система подачи жидкого компонента топлива из бака 5 сжатым газом системы наддува 7 с помощью специального автоматического газового редуктора. Расход жидкого компонента топлива обеспечивается специальным регулятором, имеющим обратную связь с газовым редуктором (специальный автоматический газовый редуктор и специальный регулятор входят в состав элементов управления и регулирования параметров 8 и 9). После подачи сигнала на запуск двигателя включается система наддува 7 и сжатый газ через автоматический редуктор поступает в бак с жидким компонентом топлива 5. Редуктор настроен на номинальное значение давления в баке 5. В соответствии с требуемым уровнем значения величины тяги, которую должен создавать ГРД, специальный регулятор по магистрали подачи жидкого компонента топлива 6 подает необходимое количество его в форсуночную головку 4, после подачи жидкого компонента топлива происходит воспламенение заряда твердого компонента топлива в зарядной камере (камере сгорания) 1 и начинается истечение продуктов сгорания из сопла 2, двигатель выходит на рабочий режим.
На Фиг.3 показан вариант конструкции ГРД, в котором зарядная камера (камера сгорания) выполнена в виде единого корпуса, где совмещаются в радиальном направлении бак жидкого компонента топлива и заряд твердого компонента топлива (коаксиальная схема совмещения).
Зарядная камера 1 с зарядом твердого компонента топлива 3 размещается внутри бака с жидким компонентом топлива 5, образуя единый корпус. Внутри заряда твердого компонента топлива 3 размещается форсуночная головка 4. На корпусе размещается система наддува 7, магистраль подачи жидкого компонента топлива 6 и элементы системы управления и регулирования параметров 8, 9. Сопло 2 стыкуется к фланцу зарядной камеры 1.
После команды на запуск ГРД сжатый газ из системы наддува 7 поступает в бак с жидким компонентом топлива 5 и при достижении номинального значения давления наддува прорываются мембраны свободного прорыва и жидкий компонент топлива по магистрали подачи 6, регулируемой системой подачи и регулирования параметров 8, 9, поступает в форсуночную головку 4, через которую распыляется и вступает в реакцию горения с зарядом твердого компонента топлива 3. Продукты сгорания выбрасываются через сопло 2, образуя тягу ГРД.
На Фиг.4 показана конструкция ГРД с единым корпусом, в котором в осевом направлении размещаются бак жидкого компонента топлива 5 и заряд твердого компонента топлива 3. Корпус разделен перегородкой на две секции: секция для хранения жидкого компонента топлива и секция зарядной камеры 1, в которой размещается заряд твердого компонента топлива 3 с форсуночной головкой 4. Работа ГРД такой конструкции аналогична описанной выше.
Образец гибридного ракетного двигателя (ГРД) по предлагаемому изобретению был изготовлен, отработаны отдельные решения, проведены испытания, которые показали значительное улучшение удельных характеристик двигателя.
1. Гибридный ракетный двигатель, содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров, отличающийся тем, что в заряде твердого компонента топлива в виде цилиндра или эллипсоида вращения выполнены одна или несколько радиальных кольцевых щелей или рядов каналов, начинающихся от границ осевого канала, а форсуночная головка имеет форму, максимально приближенную к форме горящей поверхности заряда твердого компонента топлива, при этом в форсуночной головке размещены в виде чередующихся поясов струйные и центробежные форсунки, сообщающиеся с раздельными коллекторными полостями, а магистраль подачи жидкого компонента топлива соединена с системой управления подачи компонента жидкого топлива, специально настроенной на обеспечение линейного изменения давления в коллекторных полостях.
2. Гибридный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что бак жидкого компонента топлива и зарядная камера с зарядом твердого компонента топлива размещены в едином корпусе, в котором бак жидкого компонента топлива и зарядная камера разделены перегородкой в радиальном или осевом направлении, при этом заряд твердого компонента топлива выполнен из отдельных секций, соединенных между собой вдоль или поперек продольной оси.
www.findpatent.ru
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Предложенный гибридный ракетный двигатель содержит отсек с размещенными в нем баком и системой подачи жидкого компонента, корпус камеры сгорания, заряд из твердого топливного компонента, сопло, при этом система отбора и генерации рабочего газа для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) содержит смонтированный на сопловом днище и сопле отборник-газогенератор, входной охлаждаемый газоход которого герметично и жестко закреплен в закладном элементе корпуса камеры сгорания и одновременно в коллекторе отборника-газогенератора, вход жидкого компонента отборника-газогенератора связан с выходным патрубком насоса жидкого компонента магистралью с размещенным в ней агрегатом гидроавтоматики, выход этого отборника-газогенератора связан магистралью с входным коллектором турбины, при этом выходной коллектор турбины, связанный газовой связью со вспомогательными двигателями, выполнен в виде криогенного теплообменника, на вход которого жидкий компонент подается по содержащей агрегат гидроавтоматики магистрали, связанной с выходным патрубком насоса жидкого компонента, а выход этого криогенного теплообменника состыкован газоходом подачи газифицированного компонента с устройством наддува, размещенным внутри бака жидкого компонента. Изобретение обеспечивает повышение эффективности, стабильности и надежности работы турбины ТНА гибридного двигателя и использование сработанного на турбине рабочего газа во вспомогательных устройствах ГРД. 1 ил. 
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к гибридным ракетным двигателям (далее ГРД). Поиск сокращения стоимости доставки полезного груза на орбиту искусственного спутника Земли (ОИСЗ) и обратно, с орбиты ИСЗ на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) и обратно, с ОИСЛ на поверхность Луны и обратно, транспортные операции по доставке 3 Не с планеты, например, Уран являются актуальными задачами для всех стран, разрабатывающих ракеты-носители и межорбитальные пилотируемые буксиры (МПБ). При этом конструкция двигательной установки, задействованная в такой ракете-носителе или МПБ, должна быть простой и надежной [1].
Известно семейство гибридных ракетных двигателей, разрабатываемых американской фирмой AMROC [2]. В качестве прототипа выбран гибридный ракетный двигатель по американскому патенту №5119627, запатентованный сотрудниками вышеупомянутой фирмы 9 июня 1992 г.
ГРД по патенту №5119627 включает в себя отсек с размещенными в нем баком жидкого компонента, камерой сгорания, зарядом твердого компонента, агрегатами автоматики, размещенным частично в заряде баллоном газификации жидкого компонента, соплом.
Двигатель-прототип работает следующим образом. Вначале открываются клапаны, расположенные на магистралях подвода жидкого компонента, и последний под воздействием начального давления наддува начинает поступать в камеру сгорания. Далее происходит поджиг и начинается горение заряда твердого компонента. В результате поступления тепла к баллону, смонтированному в заряде твердого компонента, находящийся в баллоне жидкий компонент газифицируется и по магистрали подается в верхнюю часть бака жидкого компонента. Газ, поступивший в бак жидкого компонента, сжимает жидкий компонент и вытесняет его в камеру сгорания ГРД, где осуществляется внутрикамерный рабочий процесс.
Данный прототип имеет ряд недостатков:
- баллон газификации жидкого компонента расположен в высокотемпературной камере сгорания двигателя, в которой температура продуктов сгорания равна Ткс
3500 К и более,
- возможно разрушение тепловой защиты баллона, прогар баллона и взрыв всего двигателя;
- использование в данном двигателе вытеснительной системы подачи жидкого компонента приводит к утолщению стенок и днищ бака жидкого компонента и к утяжелению летательного аппарата (в данной схеме Р б>Pк, здесь Рб - давление наддува в баке жидкого компонента, P к - давление продуктов сгорания в камере ГРД; если Р к 30 кгс/см2 3 МПа, то Рб (35...40) кгс/см2 (3,5...4) МПа;
- весьма трудно контролировать и обеспечивать постоянное давление наддува в баке жидкого компонента;
- надежность данной конструкции ГРД невысока.
Целью данного изобретения является повышение эффективности, стабильности и надежности работы гибридного ракетного двигателя, использование сработанного на турбине рабочего газа во вспомогательных устройствах ГРД.
Поставленная цель достигается тем, что система отбора и генерации рабочего газа для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) содержит смонтированный на сопловом днище и сопле отборник-газогенератор, входной охлаждаемый газоход которого герметично и жестко закреплен в закладном элементе корпуса камеры сгорания и одновременно в коллекторе отборника-газогенератора, вход жидкого компонента отборника-газогенератора связан с выходным патрубком насоса жидкого компонента магистралью с размещенным в ней агрегатом гидроавтоматики, выход этого отборника-газогенератора связан магистралью с входным коллектором турбины, при этом выходной коллектор турбины, связанный газовой связью со вспомогательными двигателями, выполнен в виде криогенного теплообменника, на вход которого жидкий компонент подается по содержащей агрегат гидроавтоматики магистрали, связанной с выходным патрубком насоса жидкого компонента, а выход этого криогенного теплообменника состыкован газоходом подачи газифицированного компонента с устройством наддува, размещенным внутри бака жидкого компонента.
Изобретение поясняется чертежом, где представлена пневмогидравлическая схема заявляемого ГРД.
Заявляемый ГРД содержит следующие основные агрегаты и узлы (см. чертеж):
бак с жидким компонентом (например, жидким кислородом) 1; заправочно-дренажный клапан 2; нормально-закрытый пироклапан 3; обратный клапан 4; устройство наддува бака 5; заправочно-сливной клапан жидкого компонента 6; магистраль жидкого компонента 7; насос жидкого компонента 8; турбину ТНА 9; форсуночную головку 10; емкость с воспламеняющимся составом 11; пирозапал 12; трубку датчика давления 13; заряд твердого топливного компонента (например, полибутадиеновый каучук С4Н 6) 14; камеру сгорания 15; отборник-газогенератор 16; магистраль подвода жидкого компонента к отборнику-газогенератору 17; магистраль подвода «рабочего» газа к входному коллектору турбины 18; пиростартер 19; криогенный теплообменник 20; вспомогательные двигатели 21; отсечной клапан насоса жидкого компонента 22; магистраль подвода жидкого компонента к криогенному теплообменнику 23; главный клапан жидкого компонента 24; магистраль подвода газифицированного жидкого компонента к устройству наддува 25; закладной элемент камеры сгорания 26; агрегаты гидроавтоматики 27; охлаждаемый газоход 28.
Работа заявляемого ГРД происходит следующим образом.
Вначале срабатывает пиростартер 19, который раскручивает турбину ТНА 9 и насос жидкого компонента 8. В случае многократного включения заявляемый ГРД комплектуется несколькими пиростартерами. Далее срабатывают главный клапан 24 и отсечной клапан 22 жидкого компонента, в результате чего через форсуночную головку 10 по магистралям 17 и 23, на которых смонтированы агрегаты гидроавтоматики 27, жидкий компонент начинает поступать соответственно в камеру сгорания 15, отборник-газогенератор 16 и криогенный теплообменник 20. Через заданный временной интервал (порядка 
t 0,1 с) срабатывает емкость с воспламеняющимся составом 11 (например, пропаном С3Н 8) и пусковое горючее также начинает поступать в камеру сгорания 15. После этого срабатывает пирозапал 12, воспламеняется распыленное в камере сгорания пусковое горючее, форсы пламени прогревают и воспламеняют заряд твердого топливного компонента 14. Двигатель запущен. В отборник-газогенератор 16 начинают поступать высокотемпературные продукты сгорания. Взаимодействуя с поступающим в отборник-газогенератор 16 жидким компонентом, продукты сгорания образуют «рабочий» газ требуемых параметров (обычно Т п 970 К), который по магистрали 18 начинает поступать на турбину 9 и вращать ее; пиростартер 19 к этому времени свою работу заканчивает. Под воздействием тепла «рабочего» газа, сработавшего на турбине ТНА 9 и затем протекающего через криогенный теплообменник 20 к вспомогательным двигателям 21, происходит газификация поступающего в этот криогенный теплообменник 20 жидкого компонента. Образовавшийся газифицированный компонент по магистрали 25 поступает в устройство наддува бака жидкого компонента 5 и осуществляет в последнем наддув жидкого компонента.
Останов заявляемого ГРД осуществляется с помощью главного клапана жидкого компонента 24, перекрывающего подачу жидкого компонента в насос жидкого компонента 8.
В случае повторного запуска данного ГРД все вышеописанные операции повторяются снова в той же самой последовательности. В заключение отметим, что крепление отборника-газогенератора 16 с камерой сгорания 15 осуществляется посредством закладного элемента 26 и газохода 28.
Использованные источники
1. Акимов В.Н., Еськов Ю.М., Коротеев А.С. и др. О возможности энергоснабжения Земли из космоса. Перспективы и этапы. В сб.: Ракетно-космические двигатели и энергетические установки. 1993 г., вып.4 (142). М., НИИТП им. акад. М.В.Келдыша, стр.69-92.
2. Kniffen R.I., Mckinney В. and Estey. Hibrid Rocket Development at the American Roket Company. AIAA - 90-2762.
Гибридный ракетный двигатель, содержащий отсек с размещенными в нем баком и системой подачи жидкого компонента, корпус камеры сгорания, заряд из твердого топливного компонента, сопло, отличающийся тем, что система отбора и генерации рабочего газа для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) содержит смонтированный на сопловом днище и сопле отборник-газогенератор, входной охлаждаемый газоход которого герметично и жестко закреплен в закладном элементе корпуса камеры сгорания и одновременно в коллекторе отборника-газогенератора, вход жидкого компонента отборника-газогенератора связан с выходным патрубком насоса жидкого компонента магистралью с размещенным в ней агрегатом гидроавтоматики, выход этого отборника-газогенератора связан магистралью с входным коллектором турбины, при этом выходной коллектор турбины, связанный газовой связью со вспомогательными двигателями, выполнен в виде криогенного теплообменника, на вход которого жидкий компонент подается по содержащей агрегат гидроавтоматики магистрали, связанной с выходным патрубком насоса жидкого компонента, а выход этого криогенного теплообменника состыкован газоходом подачи газифицированного компонента с устройством наддува, размещенным внутри бака жидкого компонента.
www.freepatent.ru
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 17 августа 2014; проверки требуют 7 правок. 
Гибри́дный раке́тный дви́гатель (ГРД) — химический ракетный двигатель, использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях — жидком и твёрдом. В твердом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее.
Наличие твёрдого компонента позволяет существенно упростить конструкцию, что делает ГРД одним из самых перспективных, надёжных и простых типов ракетных двигателей. Применяемые окислители достаточно распространены — жидкий и газообразный кислород, закись азота. Топливом может быть любое твёрдое горючее вещество — ПВХ, бутилкаучук, резина, парафин и прочее (шутки ради в передаче «Разрушители легенд» запустили ракету на закиси азота и колбасе[1]).
В СССР первый полёт экспериментальной крылатой ракеты, спроектированной под руководством С. П. Королева в ГИРД, оснащённой гибридным ракетным двигателем, состоялся 23 мая 1934 года.
В настоящее время в Российской Федерации исследованием и постройкой ГРД занимается Исследовательский Центр имени М. В. Келдыша[1].
На первом частном космическом челноке «SpaceShipOne» компании «Scaled Composites»[2], поднявшемся в 2004 году на высоту более 100 км, использовался именно ГРД.
Преимущества по сравнению с жидкостными двигателями:
Преимущества по сравнению с твердотопливными двигателями:
Недостатки:
www.gpedia.com
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
К:Википедия:Статьи без источников (тип: не указан)
Гибри́дный раке́тный дви́гатель (ГРД) — химический ракетный двигатель, использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях — жидком и твёрдом. В твердом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее.
Наличие твёрдого компонента позволяет существенно упростить конструкцию, что делает ГРД одним из самых перспективных, надёжных и простых типов ракетных двигателей. Применяемые окислители достаточно распространены — жидкий и газообразный кислород, закись азота. Топливом может быть любое твёрдое горючее вещество — ПВХ, бутилкаучук, резина, парафин и прочее (шутки ради в передаче «Разрушители легенд» запустили ракету на закиси азота и колбасе[myth-busters.ru/454-mozhno-li-ispolzovat-salyami-v-kachestve-topliva-dlya-gibridnoy-rakety.html]).
В СССР первый полёт экспериментальной крылатой ракеты, спроектированной под руководством С. П. Королева в ГИРД, оснащённой гибридным ракетным двигателем, состоялся 23 мая 1934 года.
В настоящее время в Российской Федерации исследованием и постройкой ГРД занимается Исследовательский Центр имени М. В. Келдыша.[1]
На первом частном космическом челноке «SpaceShipOne» компании «Scaled Composites»[2], поднявшемся в 2004 году на высоту более 100 км, использовался именно ГРД.
Преимущества по сравнению с жидкостными двигателями:
Преимущества по сравнению с твердотопливными двигателями:
Недостатки:
Все разошлись, и, кроме Анатоля, который заснул тотчас же, как лег на постель, никто долго не спал эту ночь. «Неужели он мой муж, именно этот чужой, красивый, добрый мужчина; главное – добрый», думала княжна Марья, и страх, который почти никогда не приходил к ней, нашел на нее. Она боялась оглянуться; ей чудилось, что кто то стоит тут за ширмами, в темном углу. И этот кто то был он – дьявол, и он – этот мужчина с белым лбом, черными бровями и румяным ртом. Она позвонила горничную и попросила ее лечь в ее комнате. M lle Bourienne в этот вечер долго ходила по зимнему саду, тщетно ожидая кого то и то улыбаясь кому то, то до слез трогаясь воображаемыми словами рauvre mere, упрекающей ее за ее падение. Маленькая княгиня ворчала на горничную за то, что постель была нехороша. Нельзя было ей лечь ни на бок, ни на грудь. Всё было тяжело и неловко. Живот ее мешал ей. Он мешал ей больше, чем когда нибудь, именно нынче, потому что присутствие Анатоля перенесло ее живее в другое время, когда этого не было и ей было всё легко и весело. Она сидела в кофточке и чепце на кресле. Катя, сонная и с спутанной косой, в третий раз перебивала и переворачивала тяжелую перину, что то приговаривая.
wiki-org.ru
Гибридный ракетный двигатель содержит зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку камеры сгорания, камеру дожигания, бак с жидким компонентом топлива, систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров. Камера дожигания организована за зарядом твердого компонента топлива, канал которого сообщается с полостью камеры дожигания. Форсуночная головка состоит из цилиндрической форсуночной головки и форсуночной головки камеры дожигания, выполненной цилиндрической или чечевицеобразной формы. Цилиндрическая форсуночная головка содержит два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания. Внешний канал цилиндрической форсуночной головки сообщается с форсунками, расположенными в цилиндрической форсуночной головке, находящейся в канале твердого топлива. Внутренний канал форсуночной головки сообщается с форсунками цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головки камеры дожигания, расположенной в продолжение цилиндрической форсуночной головки и находящейся в полости камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры топливом, снизить габариты и массу конструкции ракетного двигателя, а также повысить его надежность. 5 ил.
Изобретение относится к области космической техники, в частности к высокоэффективным регулируемым гибридным ракетным двигателям (ГРД). Предлагаемый гибридный ракетный двигатель может быть использован при создании ракетного двигателя в конструкции с летательным аппаратом.
Известен гибридный ракетный двигатель (Ракетные двигатели на комбинированном топливе / Е.В.Волков, Г.Ю.Мазинг, Ю.Н.Шишкин. М.: «Машиностроение», 1973 г., стр.19, 122, 153), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива с осевым каналом, камеру дожигания, организованную в объеме между торцом заряда твердого топлива и задним днищем корпуса камеры, форсуночной головкой, встроенной в переднее днище и расположенной в передней полости канала твердого компонента топлива, внешнюю магистраль перепуска, подающая часть жидкого компонента в камеру дожигания по периферии. Организация перепуска части жидкого компонента позволяет поддерживать суммарный расход продуктов сгорания и расход газификации твердого топлива на постоянном уровне в силу зависимости скорости газификации от расхода жидкого компонента в канал заряда.
Недостатком данной схемы является сложность организации подачи части перераспределяемого компонента по периферии камеры дожигания, неравномерность выгорания твердого компонента в передней части канала, неравномерность потока окислителя по длине канала твердого топлива, образование застойных зон за поясом форсунок подачи в области камеры дожигания, сложность организации герметичности в месте подачи перераспределяемого компонента по периметру камеры дожигания.
Известен гибридный ракетный двигатель (Гибридные ракетные двигатели / Л.Г.Головков. М.: Военное издательство министерства обороны СССР, 1976 г., стр.75), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, с осевым каналом и струйной форсункой, расположенной в полости между передним днищем камеры и зарядом твердого компонента топлива, камеру дожигания с поясом форсунок для подачи части перепускаемого компонента, конструктивно выполненную отдельной камерой, магистраль подачи жидкого компонента топлива связана с форсункой и поясом форсунок, расположенных по периметру камеры дожигания, сопло. В данном двигателе часть компонента топлива по магистрали подачи поступает к форсунке двигателя, через которую в распыленном состоянии впрыскивается в осевой канал заряда твердого компонента топлива и вступает в реакцию горения с горючим. Образующиеся в результате реакции горения газообразные и конденсированные продукты сгорания поступают в камеру дожигания, в которую через пояс форсунок, расположенных на периферии камеры дожигания, в корпусе двигателя, подается другая, перераспределенная часть жидкого компонента, такое перераспределение, т.е. изменение соотношения между расходами жидкого компонента топлива в канал, заряда и в камеру дожигания, является необходимым условием поддержания постоянным расхода и второго (твердого) компонента топлива. Далее реакция горения завершается, после чего продукты сгорания выбрасываются через сопло, создавая ракетную тягу.
Недостатком данной схемы является наличие отдельной конструктивно выполненной камеры дожигания, сложность стыковки камеры дожигания и камеры, в которой располагается заряд твердого компонента топлива, дополнительная масса от кольца форсунок, расположенных в области камеры дожигания, неравномерность выгорания твердого компонента в передней части канала, неравномерность потока окислителя по длине канала твердого топлива, образование застойных зон за поясом форсунок подачи в области камеры дожигания, сложность организации герметичности в месте установки пояса форсунок по периметру камеры дожигания.
Известен гибридный ракетный двигатель (Процессы в гибридных ракетных двигателях / А.М.Губертов, В.В.Миронов, Р.Г.Голлендер и др. Под ред. А.С.Коротеева. - М.: Наука, 2008, стр.275). Гибридные ракетные двигатели. - М.: Военное издательство министерства обороны СССР, 1976 г.), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива с осевым каналом, камеру дожигания, организованную в объеме между торцом заряда твердого топлива и задним днищем корпуса камеры, форсуночной головкой, встроенной в переднее днище и расположенной в передней полости канала твердого компонента топлива, магистраль перепуска части жидкого компонента в камеру дожигания, пояс форсунок, встроенный в области камеры дожигания для организации перепуска части жидкого компонента.
Недостатком данной конструкции является значительная масса от кольца форсунок, расположенных в области камеры дожигания, неравномерность выгорания твердого компонента в передней части канала, неравномерность потока окислителя по длине канала твердого топлива, образование застойных зон за поясом форсунок подачи в области камеры дожигания, сложность организации герметичности в месте установки пояса форсунок по периметру камеры дожигания, сложность организации доставки распыляемого компонента в центр камеры дожигания в силу воздействия со стороны потока продуктов сгорания.
Наиболее близким из известных технических решений является гибридный ракетный двигатель (патент RU 2359145 C1, F02K 9/72, заявл. 29.12.2007, опубл. 20.06.2009), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров. Недостатком данного изобретения является невозможность поддержания энергетических характеристик на постоянном уровне на номинальном режиме и на высоком уровне на режиме дросселирования в силу невозможности осуществления перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания между каналом в твердом компоненте топлива и камерой дожигания, также существует большая вероятность образования значительных дигрессивных остатков в процессе выгорания заряда твердого топлива из-за рельефности внутреннего канала заряда, что увеличивает конечную массу летательного аппарата; относительно большие габариты форсуночной головки, требующие жертвовать частью заряда твердого компонента топлива; отсутствие специально выделенного объема под камеру дожигания, предназначенную для окончательного протекания химических реакций; сложность форсуночной головки, обусловленная ее конструкцией.
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение энергетических характеристик гибридного ракетного двигателя как на номинальном режиме работы двигательной установки, так и на режиме дросселирования тяги, снижение конечной массы конструкции, габаритов, повышение надежности конструкции, а также повышение коэффициента заполнения топливом камеры двигателя.
Технический результат достигается тем, что в гибридном ракетном двигателе, содержащем зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи, снабженную узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания, бак жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров, заряд твердого компонента топлива заполняет всю переднюю эллиптическую и цилиндрическую части камеры, кроме предсоплового объема, где организована камера дожигания продуктов сгорания, форсуночную головку, имеющую цилиндрическую форму и содержащую два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания, внутренний канал которой сообщается с цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головкой, расположенной в продолжение цилиндрической форсуночной головки на оси камеры в центре камеры дожигания, отвечающей за распыление перераспределенной части компонента в объеме камеры дожигания, в зависимости от количества распыляемого компонента через форсунки, расположенные в цилиндрической форсуночной головке, распыляющие компонент в основной разгорающийся канал твердого топлива, расход которого, в свою очередь, зависит от площади разгорающейся поверхности твердого компонента топлива или от воздействия со стороны системы управления, магистраль подачи жидкого компонента, связанная с двумя независимыми каналами форсуночной головки, соединена с системой управления подачи компонента жидкого компонента топлива, обеспечивающая перепуск части компонента топлива в камеру дожигания.
Изобретение позволяет повысить удельные характеристики гибридного двигателя как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования тяги за счет перераспределения части подаваемого компонента между каналом заряда и камерой дожигания, снизить конечную массу конструкции за счет минимизации дигрессивных остатков в силу работы двигательной установки с оптимальным коэффициентом соотношения компонентов топлива на всем протяжении работы двигателя, снизить габариты, а также повысить надежность двигательной установки в силу повышения прочности и герметичности корпуса камеры сгорания за счет отсутствия пояса форсунок подачи перераспределяемого компонента в камеру дожигания, располагающихся на периферии камеры дожигания.
Расположение цилиндрической форсуночной головки с двумя независимыми коаксиальными каналами в заряженном корпусе двигателя позволит организовать доставку перераспределенной части жидкого компонента в камеру дожигания, что обеспечит работу гибридного ракетного двигателя с максимальными удельными характеристиками как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования тяги и позволит сохранить при этом целостность композитного корпуса в области камеры дожигания, что обеспечит сохранение максимальной прочности и герметичности по всему корпусу камеры двигателя и повышение надежности двигателя в целом.
Придание форсуночной головке цилиндрической формы позволит повысить коэффициент заполнения камеры двигателя твердым топливом за счет заполнения твердым компонентом переднего эллиптического днища, а также обеспечит подачу компонента по всей длине разгорающегося канала твердого компонента топлива, что обеспечивает лучшее смешение газифицированных компонентов топлива.
Форсуночная головка камеры дожигания, расположенная в камере дожигания, играет роль дополнительного завихрителя потока продуктов сгорания, который усиливает величину турбулизации потока и улучшает смешение продуктов сгорания за счет перпендикулярного входа подаваемого компонента относительно истекающих продуктов сгорания из канала твердого топлива в камеру дожигания, турбулизация потока, в свою очередь, увеличивает степень полноты сгорания топлива, что сказывается на повышении удельных характеристик гибридного ракетного двигателя. Чечевицеобразная форсуночная головка камеры дожигания, кроме вышеперечисленного, является еще и физическим завихрителем, отклоняющим поток продуктов сгорания от oceвогo направления, движущихся по каналам твердого компонента топлива, тем самым увеличивается турбулизация продуктов сгорания в камеры дожигания, что сказывается на повышении удельных характеристик гибридного ракетного двигателя.
Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 изображен гибридный ракетный двигатель с чечевицеобразной форсуночной головкой камеры дожигания, на фиг.2 изображена принципиальная схема двигательной установки, включающая ГРД и вытеснительную систему подачи жидкого компонента топлива, на фиг.3 изображена принципиальная схема двигательной установки, включающая ГРД и турбонасосную систему подачи жидкого компонента топлива, на фиг.4 изображен вариант исполнения форсуночной головки подачи жидкого компонента топлива, на фиг.5 изображен вариант исполнения форсуночной головки подачи газообразного компонента топлива.
Гибридный ракетный двигатель (фиг.1) содержит зарядную камеру, состоящую из камеры сгорания 1 и камеры дожигания 2, организованную между зарядом твердого топлива 3 и задним днищем 4, сопловой блок 5, форсуночную головку камеры сгорания, встроенную в переднее днище 6 и состоящую из цилиндрической форсуночной головки 7 и форсуночной головки камеры дожигания 8, систему замера расхода твердого и жидкого компонентов топлива 9 и 10, бак жидкого компонента топлива 11, магистраль подачи жидкого компонента топлива 12, усилительно-преобразовательное устройство 13, счетно-решающее устройство 14, регулятор расхода жидкого компонента 15, газовую турбину 16, турбонасосный агрегат (ТНА) 17 (фиг.2), магистраль подачи газа наддува 18, редуктор давления газа наддува 19, бак с газом наддува 20, регулятор расхода подаваемого компонента в камеру сгорания 21 (фиг.3).
Гибридный ракетный двигатель (фиг.2) работает следующим образом.
В конструкции двигательной установки (фиг.2) с ГРД (фиг.1) используется вытеснительная система подачи жидкого компонента топлива из бака 20 сжатым газом системы наддува с помощью управляемого газового редуктора 19. Расход жидкого компонента топлива обеспечивается регулятором 21, имеющим обратную связь с газовым редуктором 19. После подачи сигнала на запуск двигателя включается система наддува, состоящая из бака наддува 20 и редуктора давления 19, и сжатый газ через редуктор поступает в бак с жидким компонентом топлива 11. Редуктор настраивается по сигналу от системы управления (на фиг. не показана) и создает номинальное давление наддува в баке 11. Регулятор 21 создает номинальный расход жидкого компонента топлива в магистрали 12, соответствующий требуемому уровню тяги, при подаче жидкого компонента топлива из бака, подаваемый компонент проходит распределительный узел 15 и разделяется в соответствии с зависимостью закона газификации твердого компонента топлива от плотности тока окислителя в канале твердого топлива, часть компонента движется по внешнему коаксиальному каналу 25 (фиг.4, фиг.5) цилиндрической форсуночной головки 7, а часть компонента проходит по внутреннему каналу 26 (фиг.4, фиг.5) цилиндрической форсуночной головки и сообщается с полостью форсуночной головки камеры дожигания 8. После распыления происходит воспламенение твердого компонента топлива 3 в камере сгорания и начинается истечение продуктов сгорания по внутреннему каналу заряда по направлению к камере дожигания 2, в которую поступает перераспределенная часть жидкого компонента из форсуночной головки камеры дожигания 8. Заряд, расположенный в камере сгорания, разгорается по внутренней поверхности, что приводит к изменению площади поперечного сечения канала SСЕЧ . Это влияет на изменение плотности тока окислителя (соотношения расхода жидкого компонента G1 и площади проходного сечения внутреннего разгорающего канала SСЕЧ), что, в свою очередь, влияет на изменение расхода газифицированного горючего GГ в силу зависимости GГ от плотности тока окислителя. Система замера твердого и жидкого компонентов топлива 9 и 10 замеряет изменяющийся разгар канала и уровень жидкого компонента топлива, передает информацию в усилительно-преобразовательное звено 13, откуда обработанная информация поступает в счетно-решающее устройство 14, которое выдает команду исполнительному органу 15 на перераспределение расходов G1 и G2 жидкого компонента топлива, для поддержания постоянства расхода GГ и тяги Р. Таким образом, поддерживается постоянство расхода GГ при постоянстве суммарного расхода жидкого компонента GСУММ (GСУММ=G1+G2), что позволяет поддерживать тягу Р на постоянном уровне, а удельные характеристики двигателя на максимальном уровне.
В процессе работы двигательной установки с турбонасосной подачей компонента в камеру сгорания (фиг.3) в турбонасосный агрегат поступает жидкий компонент топлива, расход которого по необходимости регулируется от системы управления (не показана) за счет изменения частоты вращения ротора турбонасосного агрегата, что достигается изменением расхода газа, поступающего на турбину, заряд, расположенный в камере сгорания, разгорается по внутренней поверхности, что приводит к изменению площади поперечного сечения канала SСЕЧ, что влияет на изменение плотности тока окислителя (соотношения расхода жидкого компонента G1 и площади проходного сечения внутреннего разгорающего канала SСЕЧ). Это, в свою очередь, влияет на изменение расхода GГ в силу зависимости GГ от плотности тока окислителя. На всем протяжении работы двигательной установки канал разгорается и система замера твердого и жидкого компонентов топлива 9 и 10 замеряет изменяющийся разгар канала и уровень жидкого компонента топлива, передает информацию в усилительно-преобразовательное звено 13, откуда обработанная информация поступает в счетно-решающее устройство 14, которое выдает команду исполнительному органу 15 на перераспределение расходов G1 и G2 жидкого компонента топлива, для поддержания постоянства расхода GГ и тяги Р. Таким образом, поддерживается постоянство расхода G2 при постоянстве суммарного расхода жидкого компонента GСУММ (GСУММ=G1+G2), что позволяет поддерживать тягу Р на постоянном уровне, а энергетические характеристики двигателя на максимальном уровне.
На фиг.4 изображена форсуночная головка для подачи жидкого компонента в жидкой фазе через жидкостные форсунки 22, расположенные в цилиндрической форсуночной головке 7 и форсуночной головке камеры дожигания 8.
На фиг.5 изображена форсуночная головка для подачи компонента в газообразном виде через газовые форсунки 23 цилиндрической форсуночной головки 7 и через щели 24 форсуночной головки камеры дожигания 8.
С помощью данного изобретения гибридного ракетного двигателя решена поставленная задача по повышению величины удельных характеристик гибридного ракетного двигателя как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования тяги за счет перераспределения части подаваемого компонента между каналом заряда и камерой дожигания, по снижению конечной массы конструкции за счет минимизации дигрессивных остатков в силу работы двигательной установки с оптимальным коэффициентом соотношения компонентов топлива на всем протяжении работы двигателя как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования и отсутствия пояса форсунок на периферии камеры дожигания, а также по повышению надежности работы двигательной установки в силу повышения прочности и герметичности корпуса камеры за счет отсутствия пояса форсунок подачи перераспределяемого компонента в камеру дожигания, располагающегося на периферии камеры дожигания.
Гибридный ракетный двигатель, содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку камеры сгорания, камеру дожигания, организованную за зарядом твердого компонента топлива, канал которого сообщается с полостью камеры дожигания, бак с жидким компонентом топлива, элементы управления и контроля параметров, отличающийся тем, что гибридный ракетный двигатель дополнительно содержит систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива, форсуночную головку камеры сгорания, состоящую из цилиндрической форсуночной головки и форсуночной головки камеры дожигания, выполненной цилиндрической или чечевицеобразной формы, при этом цилиндрическая форсуночная головка содержит два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания, внешний канал цилиндрической форсуночной головки сообщается с форсунками, расположенными в цилиндрической форсуночной головке, находящейся в канале твердого топлива, а внутренний канал форсуночной головки сообщается с форсунками цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головки камеры дожигания, расположенной в продолжение цилиндрической форсуночной головки и находящейся в полости камеры дожигания.
www.findpatent.ru
SABRE
Reaction Engines
Британская компания Reaction Engines занялась разработкой относительно компактного гиперзвукового реактивного двигателя для ракет, который будет эффективно работать как в атмосфере, так и в вакууме. При этом, как пишет Aviation Week, силовая установка сможет функционировать без сбоев во всех диапазонах скоростей, начиная дозвуковым и заканчивая гиперзвуковым. Новая установка будет собираться по гибридной схеме, совмещая в себе преимущества атмосферного реактивного и ракетного двигателей, и ее можно будет использовать повторно.
Сегодня ракеты-носители в зависимости от класса имеют несколько ступеней, двигатели каждой из которых работают на строго определенном участке полета. При этом все двигатели являются ракетными, то есть и горючее, и окислитель для их работы подаются из баков в самих ступенях ракеты. Такая конструкция проверена десятилетиями, однако имеет несколько недостатков. В их числе, например, — относительно небольшой забрасываемый вес ракеты-носителя при ее существенных габаритах.
Новый гибридный гиперзвуковой реактивный двигатель позволит сделать ракеты-носители компактнее. Установка получила название SABRE (Synergistic Air-Breathing Rocket Engine, синергичный атмосферный ракетный двигатель). Общие ее габариты будут соответствовать габаритам турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой F135, устанавливаемого на американские истребители F-35 Lightning II. Его длина составляет 5,6 метра, а диаметр — 1,2 метра.
Предполагается, что двигатель получит универсальные камеру сгорания и сопло, по конструкции во многом схожие с подобными элементами обычного ракетного двигателя. На старте и при разгоне SABRE будет работать как обычный прямоточный реактивный двигатель, используя для сжигания топлива воздух. Этот воздух будет подаваться в газогенератор по обводным воздухозаборникам, идущим вокруг системы подачи топлива и окислителя. При достижении скорости в пять чисел Маха (6,2 тысячи километров в час) двигатель будет переходить в ракетный режим.
Гелиевая система охлаждения SABRE
Reaction Engines
В ракетном режиме полета воздухозаборники силовой установки будут перекрываться, а в воздуховоды будет небольшими порциями подаваться жидкий кислород. В качестве топлива для двигателя планируется использовать жидкий водород. Для эффективной работы двигателя на скоростях до пяти чисел Маха потребуется охлаждение поступающего воздуха с более чем одной тысячи градусов Цельсия до -150 градусов Цельсия. Дело в том, что по мере увеличения скорости полета воздушный поток в воздухозаборнике начнет резко тормозиться, сжиматься и нагреваться.Для охлаждения поступающего воздуха Reaction Engines уже разработали соответствующую систему. Она представляет собой сеть трубок диаметром один миллиметр и общей протяженностью около двух тысяч километров. Толщина стенки одной трубки составляет 20 микрон. Сеть этих трубок будет покрывать внешнюю стенку воздуховодов. В сами трубки под давлением в 200 бар (197 атмосфер) будет подаваться гелий, выполняющий роль теплоносителя. По расчетам разработчиков, система позволит охлаждать поступающий воздух за 1/100 секунды.
На первом этапе разработки британская компания планирует создать гибридный двигатель — демонстратор технологий. В атмосферном режиме он сможет развивать тягу до 196 килоньютонов. При этом полноценная силовая установка в этом режиме будет выдавать уже 667 килоньютонов. Для сравнения, двигатель F135 способен развивать тягу в 191 килоньютон в режиме форсажа. Первые испытания демонстратора технологий планируется провести через 12–15 месяцев, а полноценной силовой установки — в 2020–2021 годах.
SABRE позволит создавать одноступенчатые ракеты-носители, причем силовую установку, в отличие от обычных ракетных двигателей, можно будет использовать повторно. По оценке британской компании, гибридный гиперзвуковой двигатель будет иметь несколько преимуществ. Во-первых, он упростит конструкцию ракет-носителей. Во-вторых, повторное его использование позволит сделать запуски грузов в космос дешевле. Наконец, потребление топлива новой силовой установкой будет значительно меньше, чем у обычных ракетных двигателей.
В настоящее время многие страны занимаются разработкой новых силовых установок для ракет-носителей. Так, в конце августа текущего года индийская Организация космических исследований провела первые успешные испытания гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Такие силовые установки индийцы планируют устанавливать на ракеты-носители, что позволит отказаться от части запаса жидкого окислителя, а значит, сделать массу ракеты меньше. Это в свою очередь позволит несколько увеличить забрасываемый вес.
Василий Сычёв
nplus1.ru
