МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СПОСОБ ЕГО ЗАПУСКА, ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ И ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ГАЗОГЕНЕРАТОР Российский патент 2010 года по МПК B64G1/00 F02K9/97 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам-носителям и жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на трех компонентах топлива, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.

Известна многоступенчатая ракета-носитель по патенту РФ №2306242, которая содержит пакет из двух ступеней: центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, выполненных с возможностью отстыковки. Возможна установка третьей, четвертой и последующих ступеней ракеты. В ракетных блоках всех ступеней установлены баки окислителя и первого горючего, а в нижней части установлены двухкомпонентные ракетные двигатели. Второе горючее на ракете не применяется.

Известна многоступенчатая ракета-носитель и способ ее запуска по патенту РФ №2331550, прототип многоступенчатой ракеты-носителя и способа ее запуска. Ее конструкции аналогична ракете-носителю по патенту РФ №2306242. При запуске осуществляют запуск одновременно ракетных двигателей первой и второй ракетных ступеней, а после выработки топлива блоки первой ступени отбрасываются, а двигатель второй ступени продолжает работу. Второе горючее на этой ракете-носителе также не применяется. В качестве первого горючего используется керосин, обладающий низкими энергетическими свойства по сравнению с водородом.

Недостатками этой ракеты являются ограниченная тяговооруженность, а следовательно, плохие технические характеристики: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени, малая полезная нагрузка, невозможность использования ракеты для межпланетных перелетов.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения и турбонасосный агрегат - ТНА. Турбонасосный агрегат содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Это двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород) не являются самовоспламеняющимися.

Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип ракетного двигателя (Приложение 1), который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегата: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом, и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдана для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорания водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего горючего, например водорода) с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.

Задачи создания блока изобретений является улучшение технических характеристик ракеты-носителя, улучшение энергетических характеристик ракетных двигателей второй (и последующих) ступени(-ей) ракеты-носителя, повышение надежности системы топливоподачи, в том числе турбонасосного агрегата, за счет упрощения системы топливоподачи, уменьшения времени его захолаживания и обеспечения работы на одном из горючих или двух горючих одновременно, и переключение работы двигателя без его выключения.

Заявленный технический результат достигнут в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, соединенные узлами силовой связи и оборудованные по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающейся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, каждый двигатель второй ступени выполнен содержащим камеру сгорания и турбонасосный агрегат, установленный параллельно оси камеры сгорания или под углом к ней, в состав турбонасосного агрегата входят турбина, трехкомпонентный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего.

Заявленный технический результат достигнут за счет того, что трехкомпонентный ракетный двигатель, содержащий не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя, установленный под ним, насосы горючего, отличается тем, что выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный газогенератор, выход из трехкомпонентного газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания. Двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлены датчик температуры и датчик давления, соединенный электрической связью с блоком управления.

Заявленный технический результат достигнут в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло, тем, что после выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания захолаживают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчикам температуры и давления, установленным перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.

Заявленный технический результат достигнут за счет того, что турбонасосный агрегат, содержащий турбину и соединенные с ней общим валом насос окислителя, насосы первого и второго горючего, тем, что турбонасосный агрегат содержит три насоса горючего, предназначены для последовательной или одновременной работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом газогенератор выполнен трехкомпонентным и установлен между турбиной и насосом окислителя, дополнительный насос окислителя установлен непосредственно под ним, а насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены под дополнительным насосом окислителя, между газогенератором, который изолирован относительно насоса окислителя теплоизоляционной прокладкой, непосредственно под дополнительным насосом окислителя установлен насос второго горючего, а под ним установлена вторая теплоизоляционная прокладка и насос первого горючего, а между газогенератором и насосом окислителя и между насосом первого горючего и насосом второго горючего установлены по два уплотнения, к которым подсоединены трубопроводы подачи инертного газа.

Заявленный технический результат достигнут в трехкомпонентном газогенераторе, содержащем корпус, форсунки окислителя и форсунки горючего, отличающемся тем, что выполнено две группы форсунок второго горючего.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта: повышение надежности ТНА за счет уменьшения времени его охлаждения вторым горючим и обеспечение одновременной работы двигателя на первом и втором горючем.

Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…7, где

- на фиг.1 приведена схема ракеты-носителя,

- на фиг.2 приведена схема трехкомпонентного ракетного двигателя,

- на фиг.3 приведена головка камеры сгорания,

- на фиг.4 приведена схема охлаждения камеры сгорания,

- на фиг.5 приведена схема ТНА,

- -на фиг.6 приведена конструкция ТНА,

- на фиг.7 приведена схема трехкомпонентного двухзонного газогенератора.

Ракета-носитель (фиг.1) содержит, по меньшей мере, один ракетный блок первой ступени 1 с двигателями первой ступени 2, имеющими камеру сгорания 3 и двухкомпонентный ТНА 4, и ракетный блок второй ступени 5 с двигателями второй ступени 6, имеющими камеру сгорания 7 и трехкомпонентный ТНА 8. Все двигатели установлены на рамах 9. На всех камерах сгорания 3 и 7 или только на камере сгорания 7 установлены приводы 10 для их качания в одной или двух плоскостях, с целью управления вектором тяги. При этом трехкомпонентный ТНА 8 закреплен на раме 9 жестко, а камера сгорания 7 соединена с трехкомпонентным ТНА 8 через сильфон 11. Ракетные блоки первой и второй ступеней 1 и 5 соединены узлами силовой связи 12.

На всех ракетных ступенях установлены баки окислителя 13 и баки горючего 14, кроме того, на второй ракетной ступени 5 установлен бак второго горючего 15. Баки окислителя трубопроводом окислителя 16, содержащим главный клапан окислителя 17, соединен с двигателями 2 и 6. Каждый бак первого горючего 14 трубопроводом горючего 18, содержащим главный клапан первого горючего 19, соединен с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6. Бак второго горючего 15 трубопроводом второго горючего 20, содержащим главный клапан второго горючего 21, соединен с двигателем второй ступени 6. На ракете установлен блок управления 22, соединенный электрическими связями 23 с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6, и с узлами силовой связи 12. Далее подробно опишем конструкцию трехкомпонентного ракетного двигателя 6 второй ступени 5.

Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 для второй ступени 5 ракеты-носителя (фиг.2…4) содержит не менее одной камеры сгорания 7, закрепленной на раме 9 с возможностью качания и имеющей для этого привод 10 и сильфон 11 (фиг.1). Для примера приведен двигатель 6 с одной камерой сгорания 7 с соплом 24. Сопло 24 выполнено с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Б». Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 имеет один общий для всех камер сгорания 7 турбонасосный агрегат (ТНА) 8, содержащий, в свою очередь, выхлопной коллектор 25, турбину 26, трехкомпонентный газогенератор 27, насос окислителя 28, дополнительный насос окислителя 28. Кроме того, ТНА содержит насос второго горючего 30, установленный под дополнительным насосом окислителя 29 и дополнительный насос второго горючего 31, установленный под насосом горючего 31, насос первого горючего 32, установленный под ними. Выход из турбины 26 через выхлопной коллектор 25 и газоводы 33 с сильфонами 11 соединен(-ны) с головкой (головками) 35 камеры (камер) сгорания 7.

Выход из насоса окислителя 28 (фиг.2) трубопроводом окислителя 41, содержащим клапан окислителя 42, соединен с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор 27. Выход из насоса окислителя 28 трубопроводом 43 соединен с входом дополнительного насоса окислителя 29. Выход из насоса второго горючего 29 трубопроводом 44 соединен с входом дополнительного насоса второго горючего 30 трубопроводом 44. Выход из насоса первого горючего 30 трубопроводом 45, содержащим регулятор 46, и пускоотсечной клапан 47 соединен со входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор 27. Выход из дополнительного насоса второго горючего 31 трубопроводом 48, содержащим регулятор 49, и пускоотсечной клапан 50 соединен со входом во вторую зону трехкомпонентного газогенератора 27. Выход из насоса первого горючего 30 трубопроводом 51, содержащим регулятор 52, и пускоотсечной клапан 53 соединен с входом в первую зону трехкомпонентного газогенератора 27. Перед клапаном 50 подсоединен дренажный трубопровод 54 с дренажным клапаном 55, предназначенные для захолаживания насоса второго горючего 30 и дополнительного насоса второго горючего 31 перед запуском двигателя 6 на втором горючем.

Двигатель может быть оборудован датчиком температуры 56 и датчиком давления 57, которые установлены между дополнительным насосом второго горючего 31 и дренажным клапаном 55 и электрическими связями 23 соединены с блоком управления 22 и предназначены для автоматического контроля охлаждения насоса второго горючего 29 и дополнительного насоса второго горючего 30.

Пневмогидравлическая схема охлаждения двигателя приведена на фиг.2. К основному коллектору горючего 56, который установлен в районе критического сечения сопла камеры сгорания 7, подведен трубопровод 57, содержащий клапан 58. В верхней части камеры сгорания 7 выполнен верхний коллектор горючего 59, камера сгорания 7 и сопло 24 имеют рубашку охлаждения 60. Двигатель оборудован баллоном с инертным газом 61, который трубопроводом 62, содержащим клапан 63, к выходу которого подключены трубопроводы 64, соединенные с трубопроводами 45, 48 и 51 для их продувки при выключении двигателя.

Кроме того, трубопровод 64 через клапан 65 и трубопроводы 66 подсоединен между трехкомпонентным газогенератором 27 и насосом окислителя 28, между дополнительным насосом окислителя 29 и насосом второго горючего 30 и между дополнительным насосом второго горючего 31 и насосом первого горючего 32.

На камере сгорания 7 установлен датчик давления 67, на газогенераторе 27 установлен датчик давления 68.

Конструкция головки 35 камеры сгорания 7 приведена на фиг.3. Головка 35 содержит выравнивающую решетку 36, среднюю плиту 37 и нижнюю плиту 38. Выше средней плиты 37 образована полость 69, между плитами 37 и 38 - полость 70, ниже нижней плиты 38 - полость 71 камеры сгорания 7. В головке 35 камеры сгорания 7 установлены форсунки окислителя 39, которые сообщают полости 69 и 71, и форсунки горючего 40, соединяющие полости 70 и 71.

Для обеспечения качания камеры сгорания 7 при управлении вектором тяги двигателя 6 камера сгорания 7 может быть оборудована сильфоном 2, установленным над головкой 35 камеры сгорания 7 (1, 2 и 4).

Турбонасосный агрегат 8 (фиг.5) содержит выполненные в виде единого агрегата турбину 26, установленный под ним трехкомпонентный газогенератор 27, насос окислителя 27, дополнительный насос окислителя 29, второй насос горючего 30, дополнительный насос второго горючего 31 и насос первого горючего 32.

Турбина 27 содержит рабочее колесо турбины 72, установленное на валу 73, сопловой аппарат 74, корпус 75. Вал 73 установлен на подшипниках 76 и 77.

Трехкомпонентный газогенератор 27 содержит корпус 78, который, в свою очередь, содержит наружный корпус 79, внутренний корпус 80 и торец 81. Между внутренним корпусом 80 и подшипником 76 выполнена теплоизоляция 82. Для охлаждения подшипника 76 внутри вала 73 предусмотрена система отверстий 83.

Между трехкомпонентным газогенератором 27 и насосом окислителя 28, а также между дополнительным насосом второго горючего 31 и насосом первого горючего 32, установлены теплоизоляционные прокладки 84.

К трехкомпонентному газогенератору 27 подсоединены трубопроводы 41, 45, 48 и 51, предназначенные для подачи в него компонентов топлива (окислителя и горючего). Насос окислителя 28 содержит крыльчатку 85, дополнительный насос окислителя 29 содержит крыльчатку 86, насос второго горючего 30 содержит крыльчатку 87, дополнительный насос второго горючего 31 содержит крыльчатку 88, а насос первого горючего содержит крыльчатку 89 (фиг.6). Все крыльчатки 85…89 установлены на валу 73.

Между всеми насосами 28…32 и между насосом окислителя 28 и газогенератором 27 установлены по два уплотнения 90, с образованием полостей 91…95. К полостям 91, 93 и 95 подсоединены трубопроводы подвода инертного газа 66. К выходу из полостей 91, 93 и 95 подсоединены трубопроводы сброса 96 (фиг.5 и 6).

На фиг.7 приведена конструкция трехкомпонентного двухзонного газогенератора 27. Трехкомпонентный двухзонный газогенератор содержит верхнюю плиту 97, среднюю плиту 98 и нижнюю плиту 99, установленную над торцом 81. Между верхней плитой 97 и средней плитой 98 образована полость 100, между плитами 97 и 99 выполнена полость 101, а между торцом 81 и нижней плитой 99 выполнена полость 102. В трехкомпонентном газогенераторе 27 выполнена внутренняя полость 103, в которой происходит сгорание компонентов топлива. В трехкомпонентном газогенераторе применено четыре группы форсунок: форсунки окислителя 104, форсунки первого горючего 105, форсунки второго горючего 106 и дополнительные форсунки второго горючего 79. Дополнительные форсунки второго горючего 107 предназначены для подачи второго горючего при переключении двигателя на второе горючее.

ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс 800 Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 1200 Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс 1300 Давление в камере сгорания, кгс/см² 500 Давление в газогенераторе, кгс/см² 600 Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см² 700 Давление на выходе дополнительного насоса окислителя, кгс/см² 1200 Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см² 750 Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см² 770 Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см² 800 Мощность ТНА, МВт 320 Частота вращения ротора ТНА, об/мин 40000 Компоненты ракетного топлива Окислитель жидкий кислород Первое горючее керосин Второе горючее жидкий водород Масса двигателя, сухая, кг 1850

Двигать может работать: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем или одновременно на двух горючих. При переключении двигателя на другое горючее его можно не выключать. В качестве второго горючего предпочтительно использовать жидкий водород.

При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 22 подается команда на клапаны 17 и 19 (фиг.1), установленные перед насосами окислителя 27 (фиг.2) и перед первым насосом горючего 31 для их заполнения компонентами топлива. Потом открывают клапаны 42, 53 и 59. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 28, насос первого горючего 32, потом окислитель и первое горючее подаются в трехтопливный газогенератор 27, где воспламеняются. Газогенераторный газ подается в камеру сгорания 7 по газоводу 33, а окислитель подается в камеру(-ы) сгорания 7 по трубопроводу 58 через клапан 59, при этом окислитель охлаждает сопло 24 (сопла) проходя через систему охлаждения 60, выходит в полость 70 головки 35 камеры сгорания 7. Газогенераторный газ и окислитель через форсунки 39 и 40 поступают в полость 71 камеры (камер) сгорания 7, где воспламеняются (система воспламенения на фиг.1…7 не показана).

После выработки первого горючего ракетные двигатели 2 первых ракетных ступеней выключаются и с блока управления 22 подается сигнал на узлы силовой связи 12, например пироболты, которые разъединяют связи между блоками первой ступени 1 и блоком второй ракетной ступени 5, расположенным осесимметрично в центре ракеты-носителя. Блоки первых ракетных ступеней 1 отбрасываются.

Для переключения двигателя 6 ракетного блока второй ступени 5 на второе горючее с блока управления 22 подают сигнал на открытие пускоотсечного клапана 53 (фиг.2), который открывается и часть второго топлива подается в газогенератор 27, конкретно в форсунки 106 (фиг.7). Одновременно открывают главный клапан второго горючего 21 и подают второе горючее на вход в насос второго горючего 28 на закрытие клапана 19, размещенного во второй ракетной ступени 5, при этом подача первого горючего в двигатель (двигатели) 6 прекращается. Открывают продувочный клапан 65 и инертным газом продувают остатки первого горючего в рубашке охлаждения камеры сгорания 7. Потом дренажный клапан 55 (фиг.2) и охлаждают насос второго горючего 30 и дополнительный насос второго горючего 31. Этот процесс не займет много времени, т.к. насос второго горючего 30 расположен непосредственно под дополнительным насосом окислителя 29, работающим на криогенном окислителе (жидком кислороде), имеющим температуру около - 183°С. Так как второе криогенное горючее (жидкий водород) имеет температуру - 254°С, то при попадании на относительно «теплые» металлические детали турбонасосного агрегата 8 часть второго топлива испаряется, т.е. переходит в газообразную фазу. Насос второго горючего 30 и дополнительный насос второго горючего 31 не приспособлены для перекачки газообразных или двухфазных сред, поэтому газообразное второе горючее сбрасывается в атмосферу через дренажный трубопровод 54 и дренажный клапан 55 без утилизации. При достижении температуры по датчику температуры 56 температуры жидкой фазы второго горючего и одновременно при достижении давления, измеренного датчиком давления 57, давления в газогенераторе 27, регистрируемого датчиком давления 68, закрывают дренажный клапан 55. Потом открывают пускоотсечной клапан 50, и основная доля расхода второго горючего поступает по трубопроводу 48 в форсунки 105 газогенератора 27. Одновременно закрывают главный клапан первого горючего 19 (фиг.1) и прекращают его подачу в насос первого горючего 32. Потом открывают соответствующий клапан 66 и продувают трубопроводы 45 и 48 для удаления остатков первого горючего из трубопровода 51 в трехкомпонентный газогенератор 27 и камеру сгорания 7. Таким образом, в трехкомпонентный газогенератор 27 поступает уже второе горючее вместо первого, где оно также воспламеняется и двигатель начинает работать на втором более эффективном горючем, т.е. он будет иметь более высокие технические характеристики и лучше удельные характеристики (удельную тягу, приведенную к единице расхода топлива), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое. Использование второго горючего с момента старта ракеты могло бы улучшить техническую характеристику ракеты носителя на старте, но из-за высокой стоимости второго горючего необоснованно увеличит затраты на запуск ракеты-носителя. Переключение с одного горючего на другое, в отличие от прототипа, осуществляется плавно. Кроме того, двигатель может длительно работать одновременно на двух горючих.

Охлаждение камеры сгорания 7 с соплом 24 при любых режимах осуществляется окислителем. Это дает много преимуществ. Хладоресурс окислителя (например, жидкого кислорода очень большой и достаточный для охлаждения камеры сгорания с соплом на любом режиме. Если для охлаждения камеры сгорания с соплом использовать поочередно первое или второе горючее, то при переключении горючего необходимо кратковременно отключить двигатель и продуть систему охлаждения. Если весь расход второго горючего (водорода, имеющего очень низкую плотность) пропустить через рубашку охлаждения камеры сгорания, то это приведет к неоправданно большим гидравлическим потерям давления и необходимости проектировать насос второго горючего на давление 1500…2000 атм, что является чрезвычайно сложной технической задачей. При использовании в качестве охладителя окислителя (жидкого кислорода) возможно создание двигателя, который работает либо на первом горючем, либо на втором горючем, или одновременно на двух горючих.

При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв клапаны 17, 21, 42, 50 и 47. После выключения двигателя 6 открывают соответствующий продувочный клапан 65 и осуществляют продувку двигателя инертным газом из баллона 61. Регулирование режима работы двигателя осуществляется одним из регуляторов 46, 49 и 52 или одновременно применением двух или трех регуляторов при работе двигателя на двух горючих. Управление вектором тяги осуществляют приводами 10 (фиг.1), путем качания камер сгорания 7 в одной или двух плоскостях. Сильфон(ы) 11 и аналогичные сильфоны на магистралях первого и второго горючего (на фиг.1…7 сильфоны горючего не показаны) позволяют отклонять камеры сгорания 7 не разворачивая ТНА 8. Это уменьшит влияние гироскопических сил на подшипники ТНА 8 при маневрах ракеты-носителя, что повысит его надежность.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить тяговооруженность ракеты-носителя на конечном этапе вывода полезной нагрузки на орбиту.

2. Улучшить технические характеристики ракеты-носителя: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени.

3. Обеспечить управляемость ракеты-носителя за счет качания только камер сгорания, без качания ТНА и без применения рулевых двигателей или камер сгорания. Качание может осуществляться в одной плоскости для ракет-носителей с большим количеством однокамерных двигателей или с одним четырехкамерным двигателем, или в двух плоскостях для единственного однокамерного двигателя.

4. Увеличить полезную нагрузку.

5. Использовать ракету-носитель для межпланетных перелетов.

6. Улучшить удельные энергетические характеристики ЖРД (приведенные к единице тяги или к единице веса двигателя) при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.

7. Ускорить охлаждение насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего при переключении двигателя на работу со вторым горючим.

8. Обеспечить надежное охлаждение камеры сгорания с соплом за счет постоянного охлаждения одним компонентом топлива (окислителем) при использовании любого горючего из двух, имеющихся в баках ракеты-носителя, и непрекращения охлаждения при переключении вида горючего.

Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к трехкомпонентному ракетному двигателю, способу работы трехкомпонентного ракетного двигателя, многоступенчатой ракете-носителю и турбонасосному агрегату трехкомпонентного ракетного двигателя. Многоступенчатая ракета-носитель содержит соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего. В блоке второй ступени установлен бак второго горючего. Двигатель второй ступени имеет камеру сгорания и турбонасосный агрегат. В состав турбонасосного агрегата входят турбина, двухзонный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Двигатель содержит камеру сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя и насосы горючего. Выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор, выход из газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания. Все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Способ работы двигателя включает подачу в газогенератор и в камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло. После выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы. Достигается улучшение технических характеристик ракетных двигателей второй ступени ракеты-носителя. 4 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Многоступенчатая ракета-носитель, содержащая, соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступени ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, соединенные узлами силовой связи и оборудованные по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающаяся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, каждый двигатель второй ступени выполнен содержащим камеру сгорания и турбонасосный агрегат, в состав которого входят турбина, двухзонный газогенератор, насос окислителя, дополнительный насос окислителя, насос второго горючего и насос первого горючего, между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан, а перед дренажным клапаном установлен датчик температуры и датчик давления, соединенные электрической связью с блоком управления.

2. Трехкомпонентный ракетный двигатель, содержащий не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, в который встроен газогенератор, турбину, насос окислителя, установленный под ним, насосы горючего, отличающийся тем, что выходы всех насосов соединены с входом в трехкомпонентный двухзонный газогенератор, выход из газогенератора газоводом соединен с каждой камерой сгорания, двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления, между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан, а перед дренажным клапаном установлен датчик температуры и датчик давления, соединенные электрической связью с блоком управления.

3. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающий подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло, отличающийся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры и датчику давления, установленным перед дренажным клапаном.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что после выключения двигателя трубопроводы горючего продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.

5. Турбонасосный агрегат, содержащий турбину и соединенные с ней общим валом насос окислителя, насосы первого и второго горючего, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат содержит два насоса горючего, предназначены для последовательной или одновременной работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом газогенератор выполнен трехкомпонентным и установлен между турбиной и насосом окислителя, дополнительный насос окислителя установлен непосредственно под ним, а насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены под дополнительным насосом окислителя, газогенератор изолирован относительно насоса окислителя теплоизоляционной прокладкой, непосредственно под дополнительным насосом окислителя установлен насос второго горючего, а под ним установлена вторая теплоизоляционная прокладка и насос первого горючего, а между газогенератором и насосом окислителя и между насосом первого горючего и насосом второго горючего установлены по два уплотнения, к которым подсоединены трубопроводы подачи инертного газа.