Существует множество типов и концепций ракетных двигателей, но все они базируются на одном принципе: разгон, тем или иным способом, рабочего тела (условно говоря топлива) до огромных скоростей, с последующим выбросом его в сторону, обратную требуемому направлению движения.
Не буду подробно описывать принципы действия всех типов двигателей, опишу только принцип двигателей реально применяющихся для запуска спутников и прочих марсоходов.
Итак, на данный момент для запуска ракет используют химические ракетные двигатели. Их общий принцип таков:
Горючее смешивается с окислителем в камере сгорания и происходит экзотермическая реакция окисления (горение с выделением большого количества тепла).
Образовавшиеся в результате газы оказываются разогреты до очень высоких температур, и, расширяясь, разгоняются до сверхзвуковых скоростей в сопле двигателя (сопло Лаваля), формируя реактивную струю.
При истечении струи из сопла, по закону сохранения импульса, появляется реактивная тяга, толкающая ракету в направлении обратном направлению истечения реактивной струи.
Химические ракетные двигатели в свою очередь делятся на три подтипа:
— жидкостные (ЖРД)
Горючее и окислитель хранятся в жидком состоянии и подаются в камеру сгорания принудительно. Такие двигатели позволяют регулировать силу тяги. Кроме того, такой двигатель можно заглушить и снова запустить.
— твердотопливные (РДТТ)
Горючее и окислитель хранятся в виде смеси твердых веществ, при этом топливный отсек и камера сгорания совмещены. Конструкция таких двигателей проще чем у жидкостных, а потому они дешевле и надежней. Однако, они обеспечивают меньшую тягу и их нельзя выключить и снова включить. Интересные факты о смартфонах Что будет, если долго не обновлять приложение на телефоне?Что такое диджитал-детокс и почему он сейчас так популярен?Может ли смартфон работать в космосе?Узнать больше
— гибридные (ГРД)
Горючее хранится в твердом состоянии, а окислитель в жидком (или наоборот). Эти двигатели более надежны, чем жидкостные, и в то же время дешевле. При этом, как и жидкостные, позволяют многократное включение.
Кроме химических РД применяются электрические РД электростатического типа. Правда, ввиду малой тяги, их применяют на спутниках в качестве маневровых двигателей (корректировка орбиты и ориентации).
В целом есть три категории ЭРД:
— электростатические
Рабочее тело — ионы — разгоняется в электростатическом поле.
— электротермические
Рабочее тело — газ. Оно разогревается электрическим нагревательным элементом и истекает через сопло Лаваля.
— электромагнитные (плазменные)
Рабочее тело, разогретое до состояния плазмы, разгоняется в электромагнитном поле.
Так же в проводились разработки ядерно-термических ракетных двигателей. В таких двигателях рабочее тело подается в камеру ядерного реактора и, разогревшись до очень высоких температур, в виде плазмы истекает через сопла двигателя.
thequestion.ru
Жи́дкостный раке́тный дви́гатель (ЖРД) — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, дву- и трёхкомпонентные ЖРД.
 Жидкостный двигатель ракеты Фау-2. Схема этого двигателя стала классической для ЖРД на протяжении более полувека. Тяга на Земле — 25 т. Первый полет — 1942 г. |  Двигательная установка космического носителя «Союз» в техническом ангаре на космодроме Байконур. Такие двигатели подняли в космос первые ИСЗ и первых космонавтов. Тяга на Земле — 408 т. Первый полёт — 1957 г. |  Двигательная установка 1-ой ступени космического носителя Сатурн-5 рядом со своим создателем Вернером фон Брауном. Эти двигатели обеспечили полёт человека на Луну. Тяга на Земле — 3 450 т. Первый полёт — 1967 г. |
На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованной в 1903 году. Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Р. Годдард в 1926 г. Аналогичные разработки в 1931—1933 гг. проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера. Эти работы были продолжены в организованном в 1933 г. РНИИ, но в 1938 г. тематика ЖРД в нём была закрыта, а ведущие конструкторы С. П. Королёв и В. П. Глушко были репрессированы, как «вредители».Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX в. добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль, Гельмут Вальтер, Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической V-2, зенитных Вассерфаль, Шметтерлинг, Райнтохтер R3. В Третьем рейхе к 1944 г фактически была создана новая отрасль индустрии — ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера, в то время, как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.В 1957 г. в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7, оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108, на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко. Эта ракета была использована, как носитель первых в мире ИСЗ, первых пилотируемых КА и межпланетных зондов.В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон, выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5, первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1. F-1 по настоящее время является самым мощным однокамерным ЖРД. (По тяге его превосходит РД-170, разработанный в КБ Энергомаш, СССР в 1976 г., но это — четырёхкамерный двигатель с общей топливной системой)В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.
Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.
К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:
Недостатки ЖРД:
Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.
На рис.1 схематически представлено устройство ЖРД.Компоненты топлива — горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3,4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) — узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу.
Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания — топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) — узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.
Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250ат (ЖРД 11Д520 РН Зенит). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса. Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя — отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой — например, в двигательных установках ракет-носителей. На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, — с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину). Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса, и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю. В схеме на рис.1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего, для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.Форсуночная головка — узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам — максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.), например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами. За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо — это потеря тяги и удельного импульса. Решение этой проблемы достигается рядом мер:
Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда — свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой, которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.
Трубчатая конструкция сопел и камер ЖРД ракеты Титан I. Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно — горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы — «регенеративная».
Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2, например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщиы зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.
В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит, РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана, которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.
Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» — занавеска) — это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего. Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.Абляционный метод охлаждения состоит в специальном теплозащитном покрытии стенок камеры и сопла. Такое покрытие обычно бывает многослойным. Внутренние слои состоят из теплоизолирующих материалов, на которые наносится абляционный слой, состоящий из вещества, способного переходить при нагреве из твёрдой фазы непосредственно в газообразную, и при этом поглощать большое количество теплоты в этом фазовом превращении. Абляционный слой постепенно испаряется, обеспечивая тепловую защиту камеры. Этот метод практикуется в неболших ЖРД, с тягой до 10т. В таких двигателях расход горючего составляет всего лишь несколько килограммов в секунду, и этого оказывается недостаточно, чтобы обеспечить интенсивное регенеративное охлаждение. Абляционное охлаждение применялось в двигательных установках лунного корабля Аполлон.
Запуск ЖРД — ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновеия нештатных ситуаций в ходе её выполнения.Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил/азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь — это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит автоматически: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:
Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100% тяги, называемый "пушечным".
Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:
Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 — позиции 7,8,9 и 10).
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1. приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива
Таблица 1.[1]| Кислород | Водород | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Керосин | 1,036 | 3755 | 335 | |
| Несимметричный диметилгидразин | 0,9915 | 3670 | 344 | |
| Гидразин | 1,0715 | 3446 | 346 | |
| Аммиак | 0,8393 | 3070 | 323 | |
| тетраоксид диазота | Керосин | 1,269 | 3516 | 309 |
| Несимметричный диметилгидразин | 1,185 | 3469 | 318 | |
| Гидразин | 1,228 | 3287 | 322 | |
| Фтор | Водород | 0,621 | 4707 | 449 |
| Гидразин | 1,314 | 4775 | 402 | |
| Пентаборан | 1,199 | 4807 | 361 |
Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:
В однокомпонентных двигателях в качестве топлива используется жидкость, которая при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Примерами таких жидкостей могут служить гидразин, который разлагается на аммиак и водород, или концентрированная перекись водорода, при разложении образующая перегретый водяной пар и кислород. Хотя однокомпонентные ЖРД развивают небольшой удельный импульс (в диапазоне от 150 до 255 с) и намного уступают по эффективности двукомпонентным, их преимуществом является простота конструкции двигателя.Топливо хранится в единственной емкости, и подаётся по единственной топливной магистрали. В однокомпонентных ЖРД используется исключительно вытеснительная система подачи топлива. Проблемы перемешивания компонентов в камере не существует. Система охлаждения, как правило, отсутствует, поскольку температура химической реакции не превышает 600 °C. Нагреваясь, камера двигателя рассеивает тепло излучением и её тепература при этом удерживается на уровне не выше 300 °C. В сколько-нибудь сложной системе управления однокомпонентный ЖРД не нуждается.Под действием вытесняющего давления топливо через клапан поступает в камеру сгорания, в которой катализатор, например, оксид железа, вызывает его разложение.Однокомпонентные ЖРД обычно используются как двигатели малой тяги (иногда их тяга составляет всего лишь несколько ньютонов) в системах ориентации и стабилизации космических аппаратов и тактических ракет, для которых простота, надежность и малая масса конструкции являются определяющими критериями.Можно привести замечательный пример использования гидразинового двигателя малой тяги на борту первого американского спутника связи TDRS-1; этот двигатель работал в течение нескольких недель, чтобы вывести спутник на геостационарную орбиту, после того как на ускорителе случилась авария и спутник оказался на значительно более низкой орбите.Примером использования однокомпонентного ЖРД могут служить также двигатели малой тяги в системе стабилизации спускаемого аппарата космического корабля «Союз».
К однокомпонентным ЖРД относят и реактивные приспособления, работающие на сжатом холодном газе (например, азоте). В этом случае весь двигатель состоит из клапана и сопла. Такие струйные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.
С начала 1970-х годов в России и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701, который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС.
В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции — создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллиситческая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4-х графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов — сильфонов. При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая — в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.Из 11-и маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-ой и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый — в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий момент.
Помимо поворотных камер, иногда используются двигатели, служащие только для целей управления и стабилизации летательного аппарата. Две камеры с противоположно направленными соплами жёстко закрепляются на корпусе аппарата таким образом, чтобы тяга этих камер создавала момент силы вокруг одной из главных осей аппарата. Соответственно, для управления по двум другим осям также устанавливаются свои пары управляющих двигателей. Эти двигатели (как правило, однокомпонентные) включаются и выключаются по команде системы управления аппаратом, разворачивая его в требуемом направлении. Такие системы управления обычно используются для ориентации летательных аппаратов в космическом пространстве.
1. А. А. Дорофеев Основы теории тепловых ракетных двигателей (Общая теория ракетных двигателей) МГТУ им. Н. Э. Баумана Москва 1999 г.2. Жидкостные ракетные двигатели3. Пилотируемые полёты на Луну, конструкция и характеристики SATURN V APOLLO. Реферат ВИНИТИ М 1973.4. О трёхкомпонентном двигателе РД-701.5. Космические двигатели третьего тысячелетия
Wikimedia Foundation. 2010.
dic.academic.ru
Изобретение относится к области привода ракетного двигателя. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя (16) космического летательного аппарата, которое включает в себя двигатель внутреннего сгорания (1a, 1b) аэробного типа, работающий на смеси окислителя топлива, топлива типа воздуха, углеводорода и питание которого окислителем топлива и топливом осуществляется с помощью баков и контура, отделенных от баков (3) проперголей для ракетного двигателя (16). Изобретение может применяться в устройстве питания ракетного двигателя, которое содержит, по крайней мере, два насоса, каждый из которых оборудован устройством, согласно изобретению, и средства управления (8, 9) двигателями внутреннего сгорания привода насосов, адаптированные для независимого изменения рабочих параметров этих двигателей с тем, чтобы регулировать также независимо скорости вращения насосов. Изобретение обеспечивает повышение надежности привода для насосов эрголей, запуск в полете и многократное использование на силовых установках. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил. 
Настоящее изобретение касается устройства и способа привода насоса ракетного двигателя посредством двигателя внутреннего сгорания.
Технической областью использования настоящего изобретения является область силовых ракетных установок, способных развивать большую тягу, которая необходима ракете-носителю.
В этой области техники существуют в зависимости от физического состояния применяемых эрголей три группы технологий, а именно силовая установка на твердом топливе, в которой эрголь хранится в камере сгорания; силовая установка на жидком топливе, которая может применять один, два и даже больше эрголей и в которой нужно перемещать эрголи из баков хранения в камеру сгорания; и, наконец, силовая установка на гибридном топливе, которая использует жидкий эрголь и твердый эрголь и в которой надо перемещать жидкий эрголь в камеру сгорания, в которой уже хранится твердый эрголь.
Настоящее изобретение более конкретно касается устройств перемещения жидких эрголей в камеру сгорания, а более конкретно привода этого перемещения.
Для создания большой тяги ракетные двигатели должны работать с повышенным давлением порядка нескольких десятков бар, например, как это имеет место в случае двигателей Ariane - в диапазоне от 30 до 50 бар, и при повышенном расходе вещества.
В случае силовой установки на жидком топливе, именно система питания эрголем должна обеспечить этот расход и это давление. Для осуществления питание под давлением применяются обычно два следующих средства: непосредственное создание давления в баках с эрголями и нагнетание насосами из бака низкого давления.
Преимуществом первого решения является простота, но тем не менее оно требует применения баков, способных выдерживать повышенные давления, что в свою очередь приводит к проблемам массы и безопасности. На практике это решение используется для двигателей малой мощности, таких, например, как двигатели контроля пространственного положения или верхние ступени ракет-носителей, когда применение внешнего средства повышения давления не представляется по какой-то причине привлекательным.
Второе решение требует применения специальных насосов, способных создавать повышенные расходы, требуемые двигателями. Этот расход, связанный с большим увеличением требуемого давления, приводит к применению насосов значительной мощности, от нескольких сотен киловатт до нескольких мегаватт.
В современных и ранних конструкциях ракет-носителей привод этих насосов осуществляется, как правило, при помощи центробежных турбинных двигателей, применяющих в основном те же самые эрголи, что и основной двигатель.
Эти центробежные турбины приводятся во вращение посредством горячих газов. Эти горячие газы получаются в результате отбора из ракетного двигателя части эрголей и их сжигания в специальной небольшой камере сгорания. Эти горячие газы могут производиться также газогенератором, в качестве которого часто используется небольшой ракетный двигатель твердого топлива.
Узел центробежной турбины и насоса называется турбонасосом. Турбонасос представляет собой устройство сложной и достаточно уязвимой конструкции, так как он должен передавать очень высокие мощности порядка нескольких мегаватт, за счет применяемых в нем очень высоких скоростей вращения, находящихся, например, в пределах от 10000 до 30000 об/мин, которые приводят к чрезвычайно высоким механическим напряжениям в материалах.
Впрочем, использование в качестве привода турбины горячих газов, выходящих из камеры сгорания, приводит к очень высоким температурам на стороне турбины, а также к значительным температурным градиентам в трансмиссионных валах между турбиной и насосом.
Указанный термический градиент еще более возрастает в том случае, когда эрголи являются криогенными, так как при этом температура со стороны насоса достигает порядка нескольких десятков градусов Кельвина, тогда как в нескольких всего сантиметрах, температура центробежной турбины двигателя доходит до более чем 1000 градусов Цельсия.
И, наконец, ввиду наличия указанных экстремальных условий работы запуск турбонасоса представляется достаточно сложным при охлаждении с одной стороны, при нагреве с другой, и достаточно плавном приведении во вращение узла во избежание образования еще более высокого переходного градиента, способного привести к разрыву турбонасоса.
И, наконец турбонасос является устройством очень дорогим, отличается небольшим сроком службы и используется на ракетах-носителях классического типа, срок службы которых измеряется буквально минутами.
На ракетах-носителях многократного использования, таких, например, как челночный космический аппарат, турбонасосы приходится заменять практически после каждого полета, что сопряжено с большими затратами на техническое обслуживание.
Техническое решение по замене турбонасоса подробно описано в патенте США за номером US 6457306.
В указанном патенте предлагается в частности заменить приводную турбину насоса электродвигателем, питание которого предполагается осуществлять посредством аккумуляторных батарей.
При этом отпадает необходимость в применении небольшого ракетного двигателя для привода турбины, расходуется меньше эрголя, не возникают больше чрезмерно высокие температурные градиенты, а весь узел становится более надежным и более подходящим для использования в ракетах-носителях многократного использования.
Появляется, кроме того, возможность регулирования вращения электродвигателя и за счет этого изменения расходов эрголей, а следовательно, и возможность удобного изменения реактивной тяги, а также и возможность более легкого управления запуском насоса, чтобы избежать повышенных переходных градиентов.
Вместе с тем, источник энергии, питающий двигатель, должен быть способным мощность, исчисляемую в мегаваттах, на стадии тяги, что приведет в свою очередь к появлению проблем, связанных с весом и повышенными габаритами этого источника энергии и средств питания электродвигателя.
В итоге и сам узел аккумулирования энергии, и двигатель получаются очень тяжелыми.
Целью настоящего изобретения является предоставление простого и надежного привода для насоса эрголей, способного запускаться в полете и в частности пригодного для применения на силовых установках многократного использования.
С этой целью в настоящем изобретении предлагается заменить турбинный двигатель насоса или электродвигатель простым устройством, не зависящим от эрголей, включение в работу которого и его регулирование не будет в частности зависеть от работы всей силовой установки летательного аппарата и предусмотреть для этого двигатель внутреннего сгорания.
Более точно, в настоящем изобретении предлагается приводное устройство насоса ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающееся тем, что оно включает в себя двигатель внутреннего сгорания аэробного типа, работающий на смеси окислителя топлива, топлива типа воздуха, углеводорода и питание которого окислителем топлива и топливом осуществляется с помощью баков и контура, отделенных от баков с ракетным топливом для ракетного двигателя.
В рассматриваемом случае применение подобного окислителя топлива, обычно неиспользуемого в космической технике по причине непригодности массы азота для горения, является предпочтительным, так как позволяет применить двигатель внутреннего сгорания аэробного типа, который уже прошел испытания в наземной области, сохраняя при этом рабочие параметры такого двигателя.
Более конкретно, окислитель топлива, необходимый для указанного двигателя внутреннего сгорания, содержится в баке под давлением, соединенным с указанным двигателем посредством редукционного клапана. Окислитель топлива, преимущественно, состоит из воздуха, обогащенного кислородом или воздуха, обогащенного азотистым газом.
Предпочтительно топливо является жидким углеводородом.
Согласно первому варианту, топливо является керосином, соответствующим, например, американскому стандарту ASTM D1655 и его различным редакциям, а согласно второго варианта - бензином, например, как он определен в статье 19 правил FIA (международной автомобильной федерации) от 2007 года или стандарте EN 228.
В соответствии с первым, дающим преимущества вариантом осуществления изобретения, двигатель внутреннего сгорания является поршневым двигателем.
В соответствии с альтернативным вариантом осуществления изобретения, указанный двигатель внутреннего сгорания является двигателем с осевой турбиной и компрессор.
Преимущественно, указанный двигатель с осевой турбиной является вертолетным двигателем.
Настоящее изобретение касается также устройства привода насоса питания ракетного двигателя, которое содержит электрический стартер для указанного двигателя внутреннего сгорания.
Предпочтительно, указанный двигатель внутреннего сгорания содержит контур охлаждения, работающий в режиме замкнутого контура посредством теплообменника, установленного на трубопроводе подвода эрголей ракетного двигателя.
Настоящее изобретение предусматривает также устройство питания ракетного двигателя, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, два насоса, каждый из которых оснащен приводным устройством согласно настоящему изобретению, и средства управления двигателями внутреннего сгорания, привода насосов, выполненных с возможностью независимого изменения рабочих параметров указанных двигателей с тем, чтобы независимо регулировать скорости вращения насосов, и, кроме того, изобретение предусматривает способ пуска в действие и питания ракетного двигателя посредством насосов, оборудованных, по меньшей мере, одним приводным устройством согласно настоящему изобретению, отличающийся тем, что он содержит:
- этап запуска двигателя внутреннего сгорания указанного, по меньшей мере, одного устройства на высоте поджига ракетного двигателя и охлаждения насоса, связанного с двигателем внутреннего сгорания,
- этап открытия задвижек баков с эрголями для ракетного двигателя параллельно с выводом на номинальный режим работы двигателя внутреннего сгорания,
- этап пуска насосов за счет давления в баках с эрголями и начала питания ракетного двигателя,
- регулирование расхода насосов путем регулирования режима вращения одного или нескольких двигателей внутреннего сгорания привода насосов.
Настоящее изобретение может в частности найти применение в ракетах-носителях многократного использования и применяться в частности на космическом самолете, то есть на ракете-носителе, способной взлетать с земли как самолет, а затем покинуть атмосферу земли с тем, чтобы выйти в открытый космос.
В космосе, на указанных космических самолетах используется анаэробная силовая установка типа ракетного двигателя. Для полета в атмосфере на них используются такие аэробные силовые установки как реактивные двигатели.
Настоящее изобретение позволяет снабдить насосы ракетного двигателя космического самолета надежным и испытанным приводным устройством, использующим окислитель топлива и топливо, которое можно легко как применить, так и производить, причем это устройство остается достаточно легким по весу, чтобы он мог быть установлен на борту космического самолета.
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут более понятными после ознакомления с приведенным ниже описанием примера реализации, не носящим какого-либо ограничительного характера, сопровождаемого чертежами, на которых:
на фиг.1: представлено схематическое изображение принципа устройства согласно настоящему изобретению;
на фиг.2: представлен пример размещения устройства согласно настоящему изобретению на космическом самолете;
на фиг.3: представлена деталь фиг.2.
На фиг.1 схематически показано использование двигателя внутреннего сгорания 1 типа поршневого двигателя для привода насоса 2 питания ракетного двигателя космического самолета.
В подобном летательном аппарате ракетная силовая установка используется только после полета в режиме самолета.
Но двигатель внутреннего сгорания согласно настоящему изобретению 1 мог бы использоваться для любого применения ракетного двигателя, причем независимо от того идет ли речь о ступени ракеты-носителя или о межпланетном летательном аппарате или о спутнике, в той мере, однако, в которой имеется необходимость замены привода на основе турбонасоса центробежной турбиной.
Как это показано на фиг.1, двигатель внутреннего сгорания 1 присоединен к оси центробежного насоса 2 посредством вала 20 через соединительную муфту 21 известного типа, применяемого в двигателях внутреннего сгорания.
Двигатель внутреннего сгорания аэробного типа используется на стадии полета без атмосферы и его питание осуществляется топливом посредством бака 4, установленного вблизи от двигателя. Что касается окислителя топлива, то снабжение им двигателя осуществляется из бака 5 сжатого воздуха и снабженного редукционным клапаном 6.
Таким образом, за счет использования бака сжатого воздуха и редукционного клапана имитируется аэробная среда.
Сжатый воздух может быть при необходимости заменен воздухом, обогащенным кислородом или азотистым газом, что позволит повысить располагаемую мощность и уменьшить полетную массу, но потребует замены настройки рабочей термодинамической точки двигателя или потребует применения газа, содержащего кислород, без изменения, однако, полетной массы.
Последовательность работы и поджига ракетного двигателя следующая.
При достижении высоты поджига ракетного двигателя происходит запуск двигателя внутреннего сгорания стартером 7 типа электрического стартера. Одновременно с этим, насос 2 переходит в режим охлаждения и подключается к двигателю. Задвижки 10 баков 3 ракетного двигателя в этом случае открыты, эрголи заполняют насос по входящему трубопроводу 14 и параллельно двигатель 1 переводится в свой рабочий номинальный режим посредством средств регулирования 8, 9. Давление в баках 3 включает насосы 2 и топливо начинает поступать в ракетный двигатель по выходному трубопроводу 15 насоса.
После исчерпания запаса эрголей двигатель внутреннего сгорания привода насоса или насосов останавливается.
Замена центробежной турбины турбонасоса, приводимой во вращение газогенератором, двигателем внутреннего сгорания, присоединенным к насосу посредством вала и соединительной муфты, позволяет решить проблемы запуска турбины, обычно осуществляемым чаще всего с помощью пиротехнических средств.
Использование двигателя, питание которого осуществляется из собственных баков топлива и окислителя топлива, позволяет также решить проблему сложности системы питания турбины, требующей врезки в контур питания ракетного двигателя.
Кроме того, применение двигателей внутреннего сгорания, таких как поршневые двигатели и двигатели с осевой турбиной и компрессором, обеспечивающих по определению более устойчивую скорость, чем центробежные турбины, приводимые в действие генератором горячих газов, позволяет решить проблему устойчивости работы насоса.
Следует также отметить, что использование двигателя внутреннего сгорания, оснащенного своим собственным, отдельным контуром питания, позволяет избежать риска возникновения у турбины разносной скорости при исчерпании эрголей ракетных двигателей.
И, наконец, применение устройства, соответствующего настоящему изобретению, позволяет решить и проблему существования на одной и той же оси очень горячих и очень холодных зон за счет отдаления элемента двигателя от насоса и использования контура охлаждения элемента двигателя.
Гибкость применения двигателя внутреннего сгорания, работой которого можно управлять по сравнению с гибкостью применения турбонасоса, в котором турбина обдувается только горячими газами, производимыми газогенератором, позволяет выполнять следующие режимы работы:
- плавный запуск центробежного насоса, позволяющий избежать механических ударов, характерных для пусков центробежных турбин, выполняемых с помощью пиротехнических средств,
- управление циклом охлаждения насоса,
- точную и легко изменяемую регулировку скорости вращения двигателя, позволяющую изменять расход и выходное давление насоса в зависимости от требуемого режима, в частности при запуске ракетного двигателя, в то время как турбонасосы способны поддерживать лишь одну скорость вращения,
- возможность снабдить отдельно приводами насосы топлива и окислителя топлива, что позволяет изменять степень смешивания и регулировать по отдельности расходы эрголей с целью учета разницы потерь их напоров в контурах. В самом деле, в случае криогенных эрголей, часто используется для охлаждения реактивного сопла окислители топлива, например водород или метан. Это использование требует различных давлений топлива и окислителя топлива на входе в двигатель. При этом в том случае, когда эти давления создаются центробежными насосами, использующими в качестве привода лишь одну единственную центробежную турбину, настройка этих насосов на оптимальную рабочую точку представляет собой достаточно сложную задачу.
В качестве возможного примера реализации изобретения рассмотрим ниже следующие гипотезы, касающиеся конкретного случая реализации в космическом самолете.
В ракетном двигателе используется жидкий метан (LCh5) и жидкий кислород (LOx), двигатель работает при давлении на входе в двигатель, равном 50 бар для жидкого кислорода, и 60 бар для метана, он работает в течение времени, равного приблизительно 80 секундам и потребляет при своей работе 7,5 тонн эрголей.
Кроме того, скорость насоса составляет порядка 15000 об/мин. И эта скорость является обычной для насосов LOx и LCh5.
Для расчета рабочих параметров двигателей, приводящих в действие насосы, обычно исходят из консервативных гипотез, что минимальная производительность насоса составляет порядка 60% для массы эрголей, подлежащих сжатию компонентов, в 7500 кг.
Это соответствует приблизительно объему в 9,1 м3, причем предполагается, что расходы являются постоянными и равными 63,5 л/сек жидкого кислорода и 51,3 л/сек жидкого метана.
В соответствии с этими параметрами требующаяся мощность насоса для жидкого кислорода составит с учетом его производительности приблизительно 530 кВт или 720 л.с.
Что касается насоса для жидкого метана, то требующаяся мощность составит с учетом его производительности, в случае, рассматриваемом в качестве примера, приблизительно 514 кВт или 698 л.с.
Эти мощности очень близки между собой по своей величине, что позволяет рассматривать возможность оснащения насосов отдельными, но одинаковыми двигателями.
Первое техническое решение, соответствующее изобретению, заключается в использовании двигателей внутреннего сгорания типа двигателей, используемых в автомобильных гонках, режим работы и мощность которых являются регулируемыми.
При стандартном потреблении в 0,27 литра на одну лошадиную силу в час для выполнения одного полета потребуется приблизительно 8 литров топлива (для двух двигателей). Для сжигания этого количества топлива потребуется 138 кг воздуха или 125 м3. После сжатия под давлением в 200 бар указанный объем воздуха содержится в баках емкостью в 320 литров каждый.
Как это показано выше, объем воздуха может быть уменьшен, что является преимуществом изобретения, за счет применения воздуха, обогащенного кислородом или азотистым газом. Кроме того, использование воздуха в сжиженном состоянии также позволяет уменьшить объем воздуха, размещаемого на борту.
Требуемая мощность соответствует мощности двигателей, используемых в автомобильных гонках Формулы-1, которые имеют мощность от 750 до 900 л.с. Эти двигатели изготавливаются в расчете на минимальные сроки службы в 10 часов при их работе на полную мощность и рассчитаны на выдерживание нагрузок на протяжении двух гонок категории "Гран-При", продолжительностью приблизительно по 1 час 30 минут каждая, а также на в ходе испытательных заездов и подготовки. По сравнению с предусмотренными сроками службы порядка 80 сек на каждый полет это позволяет использовать каждый двигатель для от 450 до 500 полетов.
Кроме того, следует отметить, что этот тип двигателя имеет вес приблизительно 95 кг, что представляет собой достаточно умеренную величину.
Согласно рассматриваемому изобретению, ниже приведенные приспособления позволяют сделать возможным использование двигателя типа Формула-1 для привода насоса питания ракетного двигателя в космическом летательном аппарате:
- реализация прямого питания воздухом или газообразным окислителем топлива баком со сжатым воздухом или газом и редукционным клапаном,
- присоединение насоса к валу двигателя,
- регулировка системы питания топливом в частности с целью учета физической ориентация двигателя и ускорений,
- устройство контура охлаждения с целью учета окружающей среды (приблизительно 50°С) и относительного отсутствия наружного воздуха.
Согласно техническому решению, являющемуся предпочтительным с точки зрения настоящего изобретения, предлагается подключить изначальный контур охлаждения 11 одного или нескольких двигателей внутреннего сгорания к теплообменнику 12, установленному на трубопроводе 14 подвода эрголей, которые в этом случае являются криогенными, что позволяет изготовить очень компактный теплообменник.
Расход в 100 л/сек позволяет располагать одним вполне достаточным источником холода. Охлаждающая жидкость, используемая в контуре охлаждения двигателей внутреннего сгорания, является жидкостью, приспособленной к очень низким температурам ракетного топлива, и совместимая с ним.
Необходимо также предусмотреть закрытие соответствующим капотом тех элементов, которые могут претерпеть переход в безвоздушное пространство, при этом выхлопы одного или нескольких двигателей внутреннего сгорания должны происходить непосредственно сзади летательного аппарата.
Процедура запуска двигателя внутреннего сгорания должна происходить в предпочтительном варианте изобретения при расположении двигателя в горизонтальном положении, что позволит установить систему смазки в правильное положение, и, кроме того, запуск должен быть приспособлен к условиям воздействия низких температур за счет применения местных подогревателей или использования режима плавного запуска.
Общая масса для таких параметров будет составлять в случае применения автомобильного двигателя от 500 до 650 кг.
| Два двигателя | От 170 до 190 кг |
| Топливо | 9 кг |
| Сжатый воздух | 140 кг (с запасом) |
| Два бака со сжатым воздухом | 160 кг |
Аксессуары (стартер, электроника  ) | 40 кг |
| Два центробежных насоса | порядка 40 кг |
| Итого | От 550 до 600 кг, а более точно от 559 до 579 кг |
На фиг.2 представлен пример размещения двух двигателей внутреннего сгорания типа поршневых двигателей, располагаемых между баком 3 эрголей, и ракетным двигателем 16 летательного аппарата.
Двигатели располагаются диаметрально противоположно друг другу и вокруг оси, проходящей через бак и ракетный двигатель, над насосами 2а, 2b, осуществляющими питание ракетного двигателя 16.
На детали устройства, представленной на фиг.3, можно различить вал 20 связи между двигателем 1 и насосом 2а.
Второе техническое решение заключается в использовании двигателя типа вертолетной турбины, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину на общей оси, вместо двух поршневых двигателей.
Вертолетная турбина типа ТМ333 2B2, выпускаемого компанией Turboméca, в частности хорошо подходит для этого варианта применения.
Подобная турбина с компрессором способна обеспечивать непрерывно от 1100 до 1200 л.с. в непрерывном режиме вращения со скоростью 6000 об/мин, причем указанная скорость может еще и регулироваться.
В указанном примере один единственный двигатель с осевой турбиной подключен к двум насосам, насосу окислителя топлива и насосу топлива для ракетного двигателя, посредством понижающей передачи с управлением режимом работы турбинного двигателя для увеличения скорости вращения до величины, требующейся для центробежных насосов.
Параметры эксплуатации такого двигателя с осевой турбиной следующие:
масса одного экземпляра 166 кг;
расход воздуха при 80 секундах работы 120 кг;
расход топлива (керосина) от 6 до 7 кг.
Подвод воздуха происходит в результате засасывания сжатого воздуха через редукционный клапан на входе компрессора, а выхлоп производится непосредственно сзади летательного аппарата.
Значения итоговой массы для двигателя с осевой турбиной, такого каким является описанный выше вертолетный двигатель, будут того же порядка, что и те, которые приводились при рассмотрении варианта применения автомобильных двигателей, используемых в гонках по Формуле-1.
Рассматриваемая в этом случае масса двигателей F1 и вертолетного турбинного двигателя соответствует по величине массе двигателей, непосредственно взятых из их области применения, и не учитывает возможные снижения массы, которые могут произойти в результате снятия с этих двигателей некоторых элементов, необходимых лишь для их прямого назначения; таким образом, некоторое снижение массы является возможным.
В качестве резюме отметим, что приводное устройство насоса 2 питания ракетного двигателя космического летательного аппарата включает в себя, по крайней мере, один двигатель внутреннего сгорания 1 типа двигателя внутреннего сгорания, работающего на смеси воздуха и углеводородов, поршневого двигателя или двигателя с осевой турбиной и средство 20 передачи вращения от этого двигателя 1 к насосу 2.
Как это вытекает из примера, представленного на фиг.1, средство передачи 20 является валом между двигателем внутреннего сгорания и насосом, причем это средство передачи 20 содержит соединительную муфту 21.
В соответствии с первым вариантом реализации изобретения, двигатель внутреннего сгорания является многоцилиндровым двигателем типа двигателя гоночного автомобиля.
В соответствии с альтернативным вариантом изобретения двигатель внутреннего сгорания 1 является авиационным двигателем с осевой турбиной и компрессором.
Питание двигателя 1 осуществляется из его собственных баков 4, 5 топлива и окислителя топлива, независимых от баков 3 эрголей для ракетного двигателя.
Бак 5 окислителя топлива представляет собой бак с газом под давлением и подключенный через редукционный клапан 6 к воздхозаборнику двигателя.
Он содержит контур охлаждения посредством теплообменника 12, установленного на одном или на нескольких трубопроводах 14 подвода криогенных эрголей, причем контур охлаждения работает в замкнутом контуре.
Электрический стартер 7 позволяет запустить двигатель внутреннего сгорания.
Устройство питания ракетного двигателя, представленное на фиг.2, содержит два насоса, приводом каждого из которых служит устройство-двигатель 1, 1', и средства управления 8, 9 двигателей внутреннего сгорания, адаптированных для независимого изменения параметров работы указанных двигателей внутреннего сгорания, что позволяет регулировать независимым образом скорости вращения насосов.
Космическая ракета согласно настоящему изобретению содержит ракетный двигатель, система питания которого включает в себя, по меньшей мере, один насос, приводом которого служит устройство согласно настоящему изобретению и средства включения устройства в работу, когда ракета находится в полете.
Настоящее изобретение может найти применение в области космонавтики, а в более общем случае во всех отраслях техники, в которых применяется движение в пространстве с помощью ракетного двигателя на жидких эрголях, а также в тех отраслях техники, в которых на протяжении относительно короткого отрезка времени требуется обеспечить значительный расход среды.
Изобретение представляет особый интерес и в тех случаях, когда ракетное топливо является криогенным (жидкий кислород с водородом, жидкими метаном или керосином).
Настоящее изобретение может с успехом применяться и в суборбитальных летательных аппаратах многократного использования, в случае которых допускается небольшое увеличение массы взамен на уменьшение стоимости технического обслуживания.
Простота настоящего изобретения также предоставляет многочисленные преимущества и, в частности, простоту конструкции, уменьшение стоимости разработки и реализации, очень высокую надежность, устойчивую скорость перекачки и возможность повторного использования всего насосного узла, что представляет собой особый интерес, при этом современные турбонасосы способны в лучшем случае лишь на несколько запусков.
1. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя (16) космического летательного аппарата, отличающееся тем, что оно включает в себя двигатель внутреннего сгорания (1, 1a, 1b) аэробного типа, работающий на смеси окислитель топлива/топливо типа воздуха/углеводород и питание которого окислителем топлива и топливом осуществляется с помощью баков и контура, отделенных от баков (3) с ракетным топливом для ракетного двигателя.
2. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что окислитель топлива, необходимый вышеуказанному двигателю внутреннего сгорания, содержится в баке под давлением, соединенным к вышеуказанному двигателю через редукционный клапан.
3. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1 или 2, отличающееся тем, что окислитель топлива состоит из воздуха, обогащенного кислородом.
4. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1 или 2, отличающееся тем, что окислитель топлива состоит из воздуха, обогащенного азотистым газом.
5. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что топливо является жидким углеводородом.
6. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.5, отличающееся тем, что топливо является керосином.
7. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.5, отличающееся тем, что топливо является бензином.
8. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что вышеуказанный двигатель внутреннего сгорания является поршневым двигателем.
9. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что вышеуказанный двигатель внутреннего сгорания является двигателем с осевой турбиной и компрессором.
10. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.9, отличающееся тем, что двигатель с осевой турбиной и компрессором является вертолетным двигателем.
11. Приводное устройство насоса питания ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что оно содержит электрический стартер (7) для двигателя внутреннего сгорания.
12. Приводное устройство насоса питания ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что двигатель внутреннего сгорания содержит контур охлаждения, работающий в замкнутом контуре посредством теплообменника (12), установленного на трубопроводах (14) подвода эрголей ракетного двигателя.
13. Устройство питания ракетного двигателя, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, два насоса, каждый из которых оборудован устройством по п.1, и средства управления (8, 9) двигателей внутреннего сгорания привода насосов, выполненных с возможностью независимого изменения рабочих параметров этих двигателей с тем, чтобы независимо регулировать скорости вращения насосов.
14. Способ пуска в действие и питания ракетного двигателя посредством насосов (2), оборудованных, по меньшей мере, одним устройством по п.1, отличающийся тем, что он содержит:- этап запуска двигателя внутреннего сгорания (1) указанного, по меньшей мере, одного устройства на высоте поджига ракетного двигателя и охлаждения насоса (2), связанного с двигателем внутреннего сгорания (1),- этап открытия задвижек (10) баков (3) с эрголями для ракетного двигателя параллельно с выводом на номинальный режим работы двигателя внутреннего сгорания (1),- этап пуска насосов (2) за счет давления в баках (3) с эрголями и начала питания ракетного двигателя,- регулирование расхода насосов путем регулирования (8, 9) режима вращения одного или нескольких двигателей внутреннего сгорания (1) привода насосов.
www.freepatent.ru
