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 2/12,3
РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4www.findpatent.ru
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
Сравнение одноступенчатых ракет на металлическом водороде с другими существующими ракетоносителями
Сравнение двухступенчатых ракет на металлическом водороде с Спейс Шатлом на примере полета к Луне
Сравнение двухступенчатых ракет на металлическом водороде с Спейс Шатлом на примере вывода нагрузки на геостационарную орбиту
5 октября 2016 года в физической лаборатории Harvard University получили металлический водород. Для получения использовали давление 495 гигапаскаль. Если металлический водород будет стабильным при комнатной температуре (ну или при более менее приемлемой температуре) то его можно будет использовать как топливо и в том числе как ракетное топливо.
Ученые предполагают что металлический водород позволит получить в двигателях импульс 1000-1700 секунд. В современных ЖРД пока достигнут импульс 460 секунд. Плюс для хранения металлического водорода понадобятся маленькие баки, что позволит делать одноступенчатые ракеты для вывода полезной нагрузки в космос на НОО.Но у создателей ЖРД появится проблема по охлаждению камер сгорания, так как металлический водород будет гореть при температуре 6000 Кельвина, что выше обычного в 2 раза.
Я думаю будет проблемой еще методы подачи металлического водорода в камеру сгорания, на 5 рисунке приведены два примера металлический водород плюс вода на первой ступени, металлический водород + жидкий водород.
Скорее всего проще металлические шарики водорода поместить в простой жидкий водород модифицировать ТНА для прокачки более густого топлива и вперед.
Подробнее: https://dash.harvard.edu/bitstream/handle/1/9569212/Silvera_Metallic.pdf
Если у ученых получится с хранением металлического водорода то у Маска, да и у прочих "стандартных" ракетостроителей возникнут большие проблемы. Но Марс будет "совсем рядом"!is2006.livejournal.com
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.
edrid.ru
Водородный двигатель для верхней ступени разрабатываемой в России ракеты сверхтяжелого класса получил название – его назовут РД-150. Об этом сообщил генконструктор по пилотируемым космическим системам и комплексам России Евгений Микрин.
«Для третьей ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса планируется создание нового кислородно-водородного двигателя РД-150», – сообщил он, отметив, что двигатель будут создавать с учетом опыта работы над РД-120 для комплекса «Буран-Энергия».
Первыми двумя ступенями сверхтяжелой ракеты могут стать первые ступени средней ракеты «Союз-5», разрабатываемые в настоящее время.
Ранее Роскосмос сообщил, что намерен приступить к проектированию новой сверхтяжелой ракеты.
О начале эскизного проектирования новой сверхтяжелой ракеты-носителя Роскосмос сообщил еще в середине прошлого года. Отмечалось, что проектирование будет реализовано через полтора–два года.
Также сообщалось о начале разработки водородного двигателя для ракеты-носителя повышенной грузоподъемности «Ангара-А5В». Его также предполагается использовать на сверхтяжелой ракете-носителе «Энергия-5». Об этом, в частности, говорил, российский вице-премьер Дмитрий Рогозин, по словам которого этот двигатель в составе третьей ступени поднимет грузоподъемность ракеты «Ангара-А5» версии «Ангара-А5В» до 37 тонн, а в дальнейшем его предполагается использовать в третьей ступени сверхтяжелой ракеты-носителя.
«Принято решение по ускорению работ по ракете сверхтяжелого класса. В этой связи уже развернуты научно-исследовательские работы, будут открыты опытно-конструкторские работы по водородному двигателю РД-0150», – заявил ранее Рогозин.
Первый пуск российской сверхтяжелой ракеты-носителя «Энергия-5» планируется провести в 2028 году, а стартовый комплекс для нее должен быть готов на космодроме Восточный в 2027 году. :///
teknoblog.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.
Вместе с другими партнерами NASA разрабатывает космический корабль Orion и Систему космических запусков (Space Launch System, SLS) включающую в себя сверхтяжелую ракету-носитель для пилотируемых экспедиций за пределами околоземной орбиты. По мнению NASA эти новейшие разработки обеспечат совершенно новые возможности освоения космического пространства человеком, включая разведывательные миссии в пределах Солнечной системы.
По материалам NASA
www.facepla.net
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
