ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2008 года по МПК F02K9/72 

Описание патента на изобретение RU2338083C1

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к гибридным ракетным двигателям (далее ГРД). Поиск сокращения стоимости доставки полезного груза на орбиту искусственного спутника Земли (ОИСЗ) и обратно, с орбиты ИСЗ на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) и обратно, с ОИСЛ на поверхность Луны и обратно, транспортные операции по доставке 3Не с планеты, например, Уран являются актуальными задачами для всех стран, разрабатывающих ракеты-носители и межорбитальные пилотируемые буксиры (МПБ). При этом конструкция двигательной установки, задействованная в такой ракете-носителе или МПБ, должна быть простой и надежной [1].

Известно семейство гибридных ракетных двигателей, разрабатываемых американской фирмой AMROC [2]. В качестве прототипа выбран гибридный ракетный двигатель по американскому патенту №5119627, запатентованный сотрудниками вышеупомянутой фирмы 9 июня 1992 г.

ГРД по патенту №5119627 включает в себя отсек с размещенными в нем баком жидкого компонента, камерой сгорания, зарядом твердого компонента, агрегатами автоматики, размещенным частично в заряде баллоном газификации жидкого компонента, соплом.

Двигатель-прототип работает следующим образом. Вначале открываются клапаны, расположенные на магистралях подвода жидкого компонента, и последний под воздействием начального давления наддува начинает поступать в камеру сгорания. Далее происходит поджиг и начинается горение заряда твердого компонента. В результате поступления тепла к баллону, смонтированному в заряде твердого компонента, находящийся в баллоне жидкий компонент газифицируется и по магистрали подается в верхнюю часть бака жидкого компонента. Газ, поступивший в бак жидкого компонента, сжимает жидкий компонент и вытесняет его в камеру сгорания ГРД, где осуществляется внутрикамерный рабочий процесс.

Данный прототип имеет ряд недостатков:

- баллон газификации жидкого компонента расположен в высокотемпературной камере сгорания двигателя, в которой температура продуктов сгорания равна Ткс≈3500 К и более,

- возможно разрушение тепловой защиты баллона, прогар баллона и взрыв всего двигателя;

- использование в данном двигателе вытеснительной системы подачи жидкого компонента приводит к утолщению стенок и днищ бака жидкого компонента и к утяжелению летательного аппарата (в данной схеме Рб>Pк, здесь Рб - давление наддува в баке жидкого компонента, Pк - давление продуктов сгорания в камере ГРД; если Рк≈30 кгс/см2≈3 МПа, то Рб≈(35...40) кгс/см2 ≈ (3,5...4) МПа;

- весьма трудно контролировать и обеспечивать постоянное давление наддува в баке жидкого компонента;

- надежность данной конструкции ГРД невысока.

Целью данного изобретения является повышение эффективности, стабильности и надежности работы гибридного ракетного двигателя, использование сработанного на турбине рабочего газа во вспомогательных устройствах ГРД.

Поставленная цель достигается тем, что система отбора и генерации рабочего газа для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) содержит смонтированный на сопловом днище и сопле отборник-газогенератор, входной охлаждаемый газоход которого герметично и жестко закреплен в закладном элементе корпуса камеры сгорания и одновременно в коллекторе отборника-газогенератора, вход жидкого компонента отборника-газогенератора связан с выходным патрубком насоса жидкого компонента магистралью с размещенным в ней агрегатом гидроавтоматики, выход этого отборника-газогенератора связан магистралью с входным коллектором турбины, при этом выходной коллектор турбины, связанный газовой связью со вспомогательными двигателями, выполнен в виде криогенного теплообменника, на вход которого жидкий компонент подается по содержащей агрегат гидроавтоматики магистрали, связанной с выходным патрубком насоса жидкого компонента, а выход этого криогенного теплообменника состыкован газоходом подачи газифицированного компонента с устройством наддува, размещенным внутри бака жидкого компонента.

Изобретение поясняется чертежом, где представлена пневмогидравлическая схема заявляемого ГРД.

Заявляемый ГРД содержит следующие основные агрегаты и узлы (см. чертеж):

бак с жидким компонентом (например, жидким кислородом) 1; заправочно-дренажный клапан 2; нормально-закрытый пироклапан 3; обратный клапан 4; устройство наддува бака 5; заправочно-сливной клапан жидкого компонента 6; магистраль жидкого компонента 7; насос жидкого компонента 8; турбину ТНА 9; форсуночную головку 10; емкость с воспламеняющимся составом 11; пирозапал 12; трубку датчика давления 13; заряд твердого топливного компонента (например, полибутадиеновый каучук С4Н6) 14; камеру сгорания 15; отборник-газогенератор 16; магистраль подвода жидкого компонента к отборнику-газогенератору 17; магистраль подвода «рабочего» газа к входному коллектору турбины 18; пиростартер 19; криогенный теплообменник 20; вспомогательные двигатели 21; отсечной клапан насоса жидкого компонента 22; магистраль подвода жидкого компонента к криогенному теплообменнику 23; главный клапан жидкого компонента 24; магистраль подвода газифицированного жидкого компонента к устройству наддува 25; закладной элемент камеры сгорания 26; агрегаты гидроавтоматики 27; охлаждаемый газоход 28.

Работа заявляемого ГРД происходит следующим образом.

Вначале срабатывает пиростартер 19, который раскручивает турбину ТНА 9 и насос жидкого компонента 8. В случае многократного включения заявляемый ГРД комплектуется несколькими пиростартерами. Далее срабатывают главный клапан 24 и отсечной клапан 22 жидкого компонента, в результате чего через форсуночную головку 10 по магистралям 17 и 23, на которых смонтированы агрегаты гидроавтоматики 27, жидкий компонент начинает поступать соответственно в камеру сгорания 15, отборник-газогенератор 16 и криогенный теплообменник 20. Через заданный временной интервал (порядка Δt≈0,1 с) срабатывает емкость с воспламеняющимся составом 11 (например, пропаном С3Н8) и пусковое горючее также начинает поступать в камеру сгорания 15. После этого срабатывает пирозапал 12, воспламеняется распыленное в камере сгорания пусковое горючее, форсы пламени прогревают и воспламеняют заряд твердого топливного компонента 14. Двигатель запущен. В отборник-газогенератор 16 начинают поступать высокотемпературные продукты сгорания. Взаимодействуя с поступающим в отборник-газогенератор 16 жидким компонентом, продукты сгорания образуют «рабочий» газ требуемых параметров (обычно Тп≈970 К), который по магистрали 18 начинает поступать на турбину 9 и вращать ее; пиростартер 19 к этому времени свою работу заканчивает. Под воздействием тепла «рабочего» газа, сработавшего на турбине ТНА 9 и затем протекающего через криогенный теплообменник 20 к вспомогательным двигателям 21, происходит газификация поступающего в этот криогенный теплообменник 20 жидкого компонента. Образовавшийся газифицированный компонент по магистрали 25 поступает в устройство наддува бака жидкого компонента 5 и осуществляет в последнем наддув жидкого компонента.

Останов заявляемого ГРД осуществляется с помощью главного клапана жидкого компонента 24, перекрывающего подачу жидкого компонента в насос жидкого компонента 8.

В случае повторного запуска данного ГРД все вышеописанные операции повторяются снова в той же самой последовательности. В заключение отметим, что крепление отборника-газогенератора 16 с камерой сгорания 15 осуществляется посредством закладного элемента 26 и газохода 28.

Использованные источники

1. Акимов В.Н., Еськов Ю.М., Коротеев А.С. и др. О возможности энергоснабжения Земли из космоса. Перспективы и этапы. В сб.: Ракетно-космические двигатели и энергетические установки. 1993 г., вып.4 (142). М., НИИТП им. акад. М.В.Келдыша, стр.69-92.

2. Kniffen R.I., Mckinney В. and Estey. Hibrid Rocket Development at the American Roket Company. AIAA - 90-2762.

Похожие патенты RU2338083C1

название год авторы номер документа
ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2007
  • Губертов Арнольд Михайлович
  • Миронов Вадим Всеволодович
  • Голлендер Руфина Георгиевна
  • Давыденко Николай Андреевич
  • Волков Николай Николаевич
  • Цацуев Сергей Михайлович
RU2359145C1
КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Болотин Николай Борисович
RU2484286C1
КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Болотин Николай Борисович
RU2484285C1
КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Болотин Николай Борисович
RU2474719C1
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (варианты) 2020
  • Иванов Андрей Владимирович
  • Дмитриенко Анатолий Иванович
  • Дроздов Игорь Геннадьевич
  • Шматов Дмитрий Павлович
RU2755848C1
КИСЛОРОДО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2000
  • Иванов Н.Ф.
RU2183759C2
СПОСОБ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЗАКРЫТОГО ЦИКЛА С ДОЖИГАНИЕМ ОКИСЛИТЕЛЬНОГО И ВОССТАНОВИТЕЛЬНОГО ГЕНЕРАТОРНЫХ ГАЗОВ БЕЗ ПОЛНОЙ ГАЗИФИКАЦИИ И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2022
  • Губанов Давид Анатольевич
  • Востров Никита Владимирович
RU2801019C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ ТУРБОГАЗА 1999
  • Каторгин Б.И.
  • Чванов В.К.
  • Деркач Г.Г.
  • Мовчан Ю.В.
  • Челькис Ф.Ю.
  • Семенов В.И.
  • Толстиков Л.А.
  • Гнесин М.Р.
  • Ракшин В.К.
RU2158839C2
ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2012
  • Шулев Игорь Станиславович
  • Карташев Александр Леонидович
RU2511986C2
СПОСОБ СОЗДАНИЯ ТЯГИ ЖРД И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2005
  • Захаров Александр Михайлович
RU2290525C2

Реферат патента 2008 года ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Предложенный гибридный ракетный двигатель содержит отсек с размещенными в нем баком и системой подачи жидкого компонента, корпус камеры сгорания, заряд из твердого топливного компонента, сопло, при этом система отбора и генерации рабочего газа для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) содержит смонтированный на сопловом днище и сопле отборник-газогенератор, входной охлаждаемый газоход которого герметично и жестко закреплен в закладном элементе корпуса камеры сгорания и одновременно в коллекторе отборника-газогенератора, вход жидкого компонента отборника-газогенератора связан с выходным патрубком насоса жидкого компонента магистралью с размещенным в ней агрегатом гидроавтоматики, выход этого отборника-газогенератора связан магистралью с входным коллектором турбины, при этом выходной коллектор турбины, связанный газовой связью со вспомогательными двигателями, выполнен в виде криогенного теплообменника, на вход которого жидкий компонент подается по содержащей агрегат гидроавтоматики магистрали, связанной с выходным патрубком насоса жидкого компонента, а выход этого криогенного теплообменника состыкован газоходом подачи газифицированного компонента с устройством наддува, размещенным внутри бака жидкого компонента. Изобретение обеспечивает повышение эффективности, стабильности и надежности работы турбины ТНА гибридного двигателя и использование сработанного на турбине рабочего газа во вспомогательных устройствах ГРД. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 338 083 C1

Гибридный ракетный двигатель, содержащий отсек с размещенными в нем баком и системой подачи жидкого компонента, корпус камеры сгорания, заряд из твердого топливного компонента, сопло, отличающийся тем, что система отбора и генерации рабочего газа для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) содержит смонтированный на сопловом днище и сопле отборник-газогенератор, входной охлаждаемый газоход которого герметично и жестко закреплен в закладном элементе корпуса камеры сгорания и одновременно в коллекторе отборника-газогенератора, вход жидкого компонента отборника-газогенератора связан с выходным патрубком насоса жидкого компонента магистралью с размещенным в ней агрегатом гидроавтоматики, выход этого отборника-газогенератора связан магистралью с входным коллектором турбины, при этом выходной коллектор турбины, связанный газовой связью со вспомогательными двигателями, выполнен в виде криогенного теплообменника, на вход которого жидкий компонент подается по содержащей агрегат гидроавтоматики магистрали, связанной с выходным патрубком насоса жидкого компонента, а выход этого криогенного теплообменника состыкован газоходом подачи газифицированного компонента с устройством наддува, размещенным внутри бака жидкого компонента.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2008 года RU2338083C1

RU 2070652 C1, 20.12.1996
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ СООТНОШЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА В ГИБРИДНОМ РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ 2004
  • Хоружий Игорь Владимирович
  • Касаткина Ольга Ивановна
RU2274761C2
US 2004055277 A, 25.03.2004
JP 2001329911 А, 30.11.2001
DE 299167454 A, 23.12.1999
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ЛИНЕЙНОЙ КОНДЕНСАТОРНОЙ БАТАРЕИ ДЛЯ ПОСТРОЕНИЯ ЕЕ МОДЕЛИ 2007
  • Джумик Дмитрий Валерьевич
  • Гольдштейн Ефрем Иосифович
RU2328006C1
FR 1531594 A1, 05.07.1968.

RU 2 338 083 C1

Авторы

Иванов Николай Николаевич

Иванов Алексей Николаевич

Иванова Екатерина Алексеевна

Даты

2008-11-10Публикация

2007-03-06Подача