Жидкостная ракетная двигательная установка Российский патент 2023 года по МПК F02K9/42 

Настоящее изобретение относится к области ракетной техники, конкретно к устройству жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ).

Известна ЖРДУ [1], которая состоит: из тяговой КС; системы питания КС окислителем, включающую бак окислителя с расположенными в донной части агрегатами системы питания КС окислителем: насосом окислителя, турбиной окислительного газа, окислительным жидкостным газогенератором; напорной магистрали подачи окислителя в КС и подачи присадочного окислителя в восстановительный газогенератор системы питания КС горючим; системы питания КС горючим включающую: бак горючего с расположенными в донной части агрегатами системы питания КС горючим: насосом горючего, восстановительным жидкостным газогенератором, турбиной восстановительного газа; напорной магистрали подачи горючего в КС и подачи присадочного горючего в окислительный газогенератор системы питания КС окислителем.

Недостатком известной ЖРДУ является то, что системы питания КС горючим и окислителем не являются автономными, так как восстановительный газогенератор системы питания КС горючим питается окислителем от насоса окислителя системы питания КС окислителем, а окислительный газогенератор системы питания КС окислителем питается горючим от насоса горючего системы питания КС горючим. Таким образом, работа системы питания КС горючим зависит от работы системы питания КС окислителем, а работа системы питания КС окислителем зависит от работы системы питания КС горючим, что существенно усложняет управление режимами работы КС и ЖРДУ в целом. При этом значительно повышается стоимость и время на конструирование, изготовление и экспериментальную отработку систем питания КС горючим и окислителем.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение автономной работы систем питания КС горючим и окислителем.

При этом решаются и другие задачи, такие как: повышение эффективности систем управления ЖРДУ и ракетой в целом; автономная экспериментальная отработка КС и систем питания компонентами топлива КС; упрощение структурно-компоновочной схемы ЖРДУ; разработка широкой линейки ЖРДУ различной мощности и различного назначения с применением различных компонентов.

Данные задачи решаются благодаря тому, что расход топлива на привод газовых турбин ЖРДУ, выполненных по открытой схеме (без дожигания генераторного газа), не превышает (2-3) % от общего расхода топлив на создание тяги ЖРДУ, при этом расход присадочного окислителя в восстановительный газогенератор во много раз меньше расхода горючего, а расход присадочного горючего в окислительный газогенератор во много раз меньше расхода окислителя, поэтому количество присадочного окислителя, необходимое для привода насоса горючего, во много раз меньше количества окислителя на создание тяги ЖРДУ, а количество присадочного горючего, необходимого для привода насоса окислителя, во много раз меньше количества горючего на создание тяги ЖРДУ. Следовательно, становится очевидным осуществлять подачу присадочного окислителя в восстановительный газогенератор системы питания КС горючим с помощью автономной вытеснительной системы подачи присадочного окислителя в восстановительный газогенератор, состоящей из топливного бака присадочного окислителя и аккумулятора высокого давления, а подачу присадочного горючего в окислительный газогенератор системы питания КС окислителем с помощью автономной вытеснительной системы подачи присадочного горючего в окислительный газогенератор, состоящей из топливного бака присадочного горючего и аккумулятора высокого давления.

Таким образом, данная задача решается за счет того, что заявленная жидкостная ракетная двигательная установка, включающая напорные магистрали окислителя и горючего; тяговую камеру сгорания; систему питания горючим, включающую: топливный бак горючего, с расположенными в углублении донной части топливного бака горючего агрегатами системы подачи горючего: насоса горючего, турбины восстановительного газа, восстановительного жидкостного газогенератора, с подачей горючего в камеру сгорания и восстановительный газогенератор по напорной магистрали горючего; систему питания окислителем, включающую: топливный бак окислителя с расположенными в углублении донной части топливного бака окислителя агрегатами системы подачи окислителя: насоса окислителя, турбины окислительного газа, окислительного жидкостного газогенератора, с подачей окислителя в камеру сгорания и окислительный газогенератор по напорной магистрали окислителя: отличающийся тем, что подача присадочного окислителя в восстановительный газогенератор системы питания КС горючим осуществляется с помощью автономной вытеснительной системы подачи присадочного окислителя в восстановительный газогенератор: состоящей из топливного бака присадочного окислителя и аккумулятора высокого давления, а подача присадочного горючего в окислительный газогенератор системы питания КС окислителем осуществляется с помощью автономной вытеснительной системы подачи присадочного горючего в окислительный газогенератор, состоящей из топливного бака присадочного горючего и аккумулятора высокого давления.

Следует заметить, что заявленная жидкостная ракетная двигательная установка может отличаться тем, что компоненты топлива окислитель и горючее могут подаваться в камеру сгорания в газообразном виде.

Техническим результатом, обеспечиваемым совокупностью признаков, является автономная работа систем питания КС горючим и окислителем, позволяющая эффективно управлять режимами работы ЖРДУ и ракеты в целом, регулируя расходы и давления окислителя и горючего в КС путем изменения режимов работы турбонасосных агрегатов, регулируя расходы присадочных компонентов в газогенераторы, что легко осуществить при вытеснительной системе подачи присадочных компонентов топлива в газогенераторы.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено: на фиг. 1 - Схема ЖРДУ без дожигания продуктов газогенерации в КС 11, работающей по схеме «жидкость+жидкость», и с автономными системами питания КС окислителем и горючим: 1, 7 - пуско-отсечные пневмоклапаны горючего и окислителя, соответственно; 2, 8 - насосы горючего и окислителя, соответственно; 3, 6 - топливные баки с горючим и окислителем, соответственно; 4, 5 - восстановительный и окислительный жидкостные газогенераторы, соответственно; 9, 10 - турбина окислительного и турбина восстановительного газа, соответственно; 11 - КС «жидкость+жидкость»; 12, 13 - заборные устройство горючего и окислителя, соответственно: 14 - напорная магистраль горючего; 15 - напорная магистраль окислителя; 16 - выхлопной патрубок турбины

восстановительного газа; 17-выхлопной патрубок турбины окислительного газа; (18, 19, 20, 21) - автономная вытеснительная система подачи присадочного окислителя в восстановительный газогенератор: 18 - мембрана принудительного прорыва; 19 - топливный бак присадочного окислителя; 20 - пуско-отсечной пневмоклапан; 21 - газовый аккумулятор высокого давления; (22, 23, 24, 25) - автономная вытеснительная система подачи присадочного горючего в окислительный газогенератор: 22 - мембрана принудительного прорыва; 23 - топливный бак присадочного горючего; 24 -пуско-отсечной пневмоклапан; 25 - газовый аккумулятор высокого давления.

На фиг. 2 - Схема ЖРДУ с дожиганием продуктов газогенерации в КС 11, работающей по схеме «газ+газ», и с автономными системами питания КС окислительными и восстановительными продуктами газогенерации: 1, 7 - пуско-отсечные пневмоклапаны горючего и окислителя, соответственно; 2, 8 - насосы горючего и окислителя, соответственно; 3, 6- топливные баки с горючим и окислителем, соответственно; 4, 5 - восстановительный и окислительный жидкостные газогенераторы, соответственно; 9, 10 - турбина окислительного и турбина восстановительного газа, соответственно; 11 - КС «газ - газ»; 12, 13 - заборные устройство горючего и окислителя, соответственно: 14 - напорная магистраль горючего; 15 - напорная магистраль восстановительного газа; 16 - напорная магистраль окислительного газа; (17, 18, 19, 20) - автономная вытеснительная система подачи присадочного окислителя в восстановительный газогенератор: 17 - мембрана принудительного прорыва; 18 - топливный бак присадочного окислителя; 19 - пуско-отсечной пневмоклапан; 20 - газовый аккумулятор высокого давления; (21, 22, 23, 24) - вытеснительная система подачи присадочного горючего в окислительный газогенератор: 21 - мембрана принудительного прорыва; 22 - топливный бак присадочного горючего; 23 - пуско-отсечной пневмоклапан; 24 - газовый аккумулятор высокого давления.

ЖРДУ, на самовоспламеняющихся компонентах топлива без дожигания продуктов газогенерации в КС 11 (фиг. 1), работает следующим образом. Подается давление на пневмоклапаны 1 и 7. При срабатывании пневмоклапана 1 горючее самотеком под действием гидростатического давления или давления предварительного наддува топливного бака 3 поступают в восстановительный газогенератор 4 и в КС 11. При срабатывании пневмоклапана 7 окислитель самотеком под действием гидростатического давления или давления предварительного наддува топливного бака 6 поступают в окислительный газогенератор 5 и в КС 11.

Одновременно подается давление на пневмоклапаны 20 и 24. При срабатывании пневмоклапана 20 газ из аккумуляторов высокого давления 21 поступает в свободное газовое пространство топливного бака присадочного окислителя 19, под давлением газа мембрана принудительного прорыва 18 прорывается и присадочный окислитель поступает в восстановительный газогенератор 4, где соприкасается с горчим и воспламеняется. Восстановительный газ из газогенератора 4 поступает на турбину 10, и далее часть восстановительного газа поступает на наддув топливного бака горючего, а другая часть на выхлопной патрубок 16. Турбина 10 приводит во вращение насос горючего 2, который под давлением подает горючее в газогенератор 4 и через рубашку охлаждения в КС 11. При срабатывании пневмоклапана 24 газ из аккумуляторов высокого давления 25 поступает в свободное газовое пространство топливного бака присадочного горючего 23, под давлением газа мембрана принудительного прорыва 22 прорывается и присадочное горючее поступает в окислительный газогенератор 5, где соприкасается с окислителем и воспламеняется. Окислительный газ из газогенератора 5 поступает на турбину 9, и далее часть окислительного газа поступает на наддув топливного бака окислителя, а другая часть на выхлопной патрубок 17. Турбина 9 приводит во вращение насос окислителя 8, который под давлением подает окислитель в газогенератор 5 и в КС 11.

Компоненты топлива, поступившие в КС 11, соприкасаются и воспламеняются, КС и агрегаты системы питания выходят на режим. При несамовоспламеняющихся компонентах топлива в газогенераторах и КС устанавливается система зажигания, которая включается одновременно с пуско-отсечными клапанами. Для выключения ЖРДУ подается сигнал на пуско-отсечные клапаны 1,7, 20, 24 клапаны закрываются подача компонентов топлива прекращается.

ЖРДУ с дожиганием продуктов газогенерации в КС 11 по схеме «газ+газ» (фиг. 2), работает аналогичным образом и отличается только тем, что компоненты топлива подаются в КС 11 в газообразном виде.

Предлагаемая ЖРДУ может быть использована в качестве базового модулям многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования.

Литература.

1. Пат. 2772670 Российская Федерация, МПК F02K 9/42. Жидкостная ракетная двигательная установка / Б.Г. Дегтярь; заявитель и патентообладатель Дегтярь Борис Григорьевич. - №2020141523; заявл. 15.12.2020; опубл. 23.05.2022, Бюл. №15.

Изобретение относится к устройству жидкостных ракетных двигателей. Жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ) состоит из тяговой камеры сгорания и унифицированных автономных систем питания камеры сгорания компонентами топлив как в жидкой, так и в газообразной фазе. Автономность обеспечена тем, что питание присадочным окислителем восстановительного газогенератора автономной системы питания камеры сгорания (КС) горючим осуществляется от автономной вытеснительной системы подачи присадочного окислителя, а питание присадочным горючим окислительного газогенератора автономной системы питания КС окислителем осуществляется от автономной вытеснительной системы подачи присадочного горючего. Изобретение обеспечивает повышение эффективности управления режимом работы ЖРДУ, регулируя расходы и давления окислителя и горючего в КС путем изменения режимов работы турбонасосных агрегатов, а также регулируя расходы присадочных компонентов в газогенераторы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Жидкостная ракетная двигательная установка, включающая напорные магистрали окислителя и горючего; тяговую камеру сгорания; систему питания горючим, включающую: топливный бак горючего с расположенными в углублении донной части топливного бака горючего агрегатами системы подачи горючего: насоса горючего, турбины восстановительного газа, восстановительного жидкостного газогенератора с подачей горючего в камеру сгорания и восстановительный газогенератор по напорной магистрали горючего; систему питания окислителем, включающую: топливный бак окислителя с расположенными в углублении донной части топливного бака окислителя агрегатами системы подачи окислителя: насоса окислителя, турбины окислительного газа, окислительного жидкостного газогенератора с подачей окислителя в камеру сгорания и окислительный газогенератор по напорной магистрали окислителя, отличающаяся тем, что подача присадочного окислителя в восстановительный газогенератор системы питания КС горючим осуществляется с помощью автономной вытеснительной системы подачи присадочного окислителя в восстановительный газогенератор, состоящий из топливного бака присадочного окислителя и аккумулятора высокого давления, а подача присадочного горючего в окислительный газогенератор системы питания КС окислителем осуществляется с помощью автономной вытеснительной системы подачи присадочного горючего в окислительный газогенератор, состоящий из топливного бака присадочного горючего и аккумулятора высокого давления.

2. Жидкостная ракетная двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что компоненты топлива окислитель и горючее подаются в камеру сгорания в газообразном виде.