Ракетный двигатель (варианты) и ротор для него (варианты), способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе (варианты) и способ охлаждения ракетного двигателя

 

Ракетный двигатель содержит первую и вторую ротационные форсунки для впрыска горючего и окислительного компонентов ракетного топлива в первую камеру сгорания. Поток, выходящий из первой камеры сгорания, приводит в движение турбину, вращающую ротационные форсунки. Топливная смесь в первой камере сгорания обогащается горючим так, чтобы снизить температуру в камере сгорания. Обогащенный горючим выходящий поток смешивается во второй камере сгорания с дополнительным окислителем, впрыскиваемым третьей ротационной форсункой, с созданием высокотемпературного выходящего потока, способного обеспечить тягу двигателя. Для перекрытия путей передачи относительно высокого давления в камерах сгорания в каналы подачи топлива под низким давлением ротационные форсунки выполнены с центробежными гидравлическими затворами. Часть богатого горючим выходящего потока из первой камеры сгорания направляют через кольцевые каналы, окружающие камеры сгорания, на эффузионное охлаждение поверхности второй камеры сгорания. Изобретения позволят упростить конструкцию и повысить надежность предложенных устройств. 7 н. и 53 з.п. ф-лы, 7 ил.

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится в целом к жидкостным ракетным двигателям и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, в которых агрегаты турбонасосной системы подачи жидкого ракетного топлива объединены в едином узле с основной камерой сгорания двигателя.

Уровень техники

В жидкостных ракетных двигателях, известных, например, из патентов США №№4879874, 4901525 и 5267437, как правило, используются турбоагрегаты, расположенные отдельно от основного сопла двигателя, для сжатия и/или испарения компонентов ракетного топлива перед их вводом в основное сопло двигателя. Более того, один или несколько компонентов ракетного топлива может быть использован для охлаждения основного сопла ракеты посредством соответствующих систем трубопроводов. Соответственно, такие устройства, как правило, дороги и сложны, а увеличение сложности ведет к снижению надежности.

В патентах США 3541793 и 3577735 представлен турборакетный двигатель, в котором жидкие компоненты ракетного топлива сжимаются соответствующими насосами, обеспечивающими давление жидкого горючего и жидкого окислителя. Один из компонентов ракетного топлива сначала выходит через стенки основной камеры сгорания для целей охлаждения и попадает в предкамеру (камеру предварительного сгорания). Часть другого компонента ракетного топлива выходит в предкамере, а остальную часть подают в рабочую камеру сгорания. Выходящий из предкамеры поток приводит в движение турбину, которая в свою очередь приводит в движение соответствующие насосы. Затем выходящий поток поступает в рабочую камеру сгорания. Напорные форсунки установлены неподвижно относительно соответствующих камер сгорания, что может приводить к изменениям температуры внутри предкамеры, которые могут вызвать механические напряжения в элементах конструкции турбины. К тому же, использование жидкого ракетного топлива для охлаждения основной камеры сгорания увеличивает стоимость, сложность и вес.

В патентах США 4769996 и 4870825 представлены ротационные системы впрыска жидкого топлива, содержащие центробежные гидравлические затворы. Однако эти системы включены в состав газотурбинного двигателя, в котором использован газообразный окислитель. Ни в одном из этих патентов не предложен турборакетный двигатель, в котором использован впрыск с вращением как горючего, так и окислителя.

В патенте США 5323602 представлена эффузионная система охлаждения газотурбинного двигателя, в которой в качестве охлаждающего носителя использован воздух. В этом патенте не предложены ни ракетный двигатель, ни использование газообразных продуктов сгорания из предкамеры для эффузионного охлаждения основной камеры сгорания.

Сущность изобретения

В представленном изобретении вышеупомянутые проблемы решены в турборакетном двигателе, в котором в едином узле объединены функции, обычно связанные с основными камерами сгорания, создающими тягу двигателя, и турбоагрегаты, обычно ассоциируемые с турбонасосами жидкостных ракетных двигателей. Тем самым существенно устраняется необходимость в трубопроводах топливоснабжения и охлаждения, обычно свойственных жидкостным ракетным двигателям. Это приводит к значительному снижению стоимости и веса двигательной установки, по сравнению с жидкостными ракетными двигателями, известными из предшествующего уровня техники.

Жидкое горючее и жидкий окислитель подаются из поддавливаемых баков при относительно низком давлении в различные участки внутри ротора, приводимого в движением турбиной с относительно низкой степенью падения давления, источником энергии для которой является выходящий поток продуктов горения в предкамере, работающей при отношении горючего к окислителю, соответствующем относительно богатой смеси, что позволяет держать температуру потока продуктов частичного сгорания на выходе на допустимом для турбины уровне. Расход жидкого горючего и жидкого окислителя регулируют, при относительно низком давлении подачи, отдельными дроссельными регулирующими элементами, обеспечивающими улучшенное регулирование, которое является менее дорогостоящим и более надежным. Для перекрытия путей передачи относительно высокого давления в предкамере и основной камере сгорания к выходам соответствующих дроссельных регулирующих элементов, где давление относительно низко, в роторе предусмотрены центробежные гидравлические затворы.

Посредством центробежного средства подачи ротор сообщает кинетическую энергию вращения жидкому горючему и жидкому окислителю и создает в них центробежные силы. Центробежное средство подачи содержит одно или несколько продольных ребер или лопаток на внутренней поверхности наружной стенки полой части вала, с одним или несколькими выпускными отверстиями, сообщающимися с одним или несколькими соответствующими пазами, расположенными между соседними ребрами или лопатками. Обычно перепад давления на этих выпускных отверстиях относительно мал, и выпускные отверстия не обязательно заполнены жидкостью в обычном режиме. Более того, хотя на каждый паз приходится в основном по одному выпускному отверстию из соображений обеспечения механического баланса, с отдельными пазами может сообщаться по несколько выпускных отверстий, либо на некоторые пазы может вообще не приходиться выпускных отверстий. Кроме того, хотя выпускные отверстия в основном имеют одинаковый размер и направление из соображений обеспечения механического баланса, различные выпускные отверстия могут иметь различные размеры и направление. Жидкость приводится во вращение ребрами или лопатками и под действием центробежной силы выходит через выпускные отверстия, что обеспечивает впрыскиваемым жидкостям существенную радиальную и окружную скорость, создавая тем самым полное перемешивание и хорошее распределение. Однако, центробежное средство подачи в соответствии с настоящим изобретением не содержит диффузора для преобразования кинетической энергии обратно в энергию давления, что имеет место во многих известных центробежных насосах. За счет вращения все жидкое горючее и часть жидкого окислителя вводят в предкамеру и затем смешивают, испаряют и частично сжигают в ней. Температуру потока на выходе из предкамеры регулируют соответствующим изменением отношения компонентов в топливной смеси. Подача топлива через ротационную форсунку обеспечивает более однородное распределение температуры в соответствующих тороидальных зонах горения в предкамере, что позволяет возможность турбине работать при температуре, более близкой к предельной, определяемой материалом турбины.

Как для жидкого горючего, так и для жидкого окислителя используют центробежную подачу. Соответственно, ротор содержит концентрические полые секции, при этом жидкий окислитель поступает через центральную полость главного вала и далее подается из него, а жидкое горючее подают из кольцевой камеры, расположенной концентрически по отношению к этой центральной полости. Элементы центробежных насосов, в том числе ребра/лопатки и выпускные отверстия, выполнены таких размеров и расположены таким образом, чтобы не нарушать механического баланса ротора. Однако ребра/лопатки и/или выпускные отверстия могут быть расположены неравномерно с учетом этого требования.

Часть потока на выходе предкамеры направляют через оболочку предкамеры, по внешней поверхности основной камеры сгорания и через отверстия эффузионного охлаждения в основную камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения основной камеры сгорания. Часть горючего либо в жидком, либо в газообразном виде также может направляться вдоль оболочки предкамеры на охлаждение предкамеры и затем сливаться с выходящим потоком, используемым для охлаждения оболочки основной камеры сгорания. Кроме того, часть газов, используемых для эффузионного охлаждения, может быть направлена в основную камеру сгорания, для формирования охлаждающего пограничного слоя в сверхзвуковом сопле.

Относительное количество жидкого окислителя, которое подают в предкамеру и в основную камеру сгорания, определяется конструкцией системы распределения жидкого окислителя, размещенной внутри основного ротора. Подаваемый жидкий окислитель разделяется на выходе насоса, при этом меньшая часть окислителя поступает к ротационной форсунке (инжекторному устройству), вводящей окислитель в предкамеру. Ротационная форсунка также включает в себя центробежный гидравлический затвор для изоляции давления в предкамере от давления в основной камере сгорания, предотвращая тем самым перетекание газообразных продуктов горения из предкамеры между ними через ротационную форсунку. Часть жидкого горючего также направляют в аналогичную ротационную форсунку, расположенную вблизи той же осевой плоскости, в результате чего достигается перемешивание и распыление двух указанных жидкостей при их выбросе из конструкции вала. Горение смеси протекает одновременно с этим перемешиванием и распылением. Для улучшения перемешивания и регулирования соотношения компонентов топлива в смеси с целью обеспечения должной температуры газов перед турбиной в предкамеру впрыскивают избыточное количество жидкого горючего. Таким образом, соотношение горючего и окислителя в предкамере можно регулировать в конкретных зонах, что обеспечивает улучшенные характеристики процесса горения.

Для инициализации горения в предкамере используется воспламенитель, такой как высокотемпературная факельная горелка, после чего процесс горения становится непрерывным и самоподдерживающимся. Теплота, выделяемая в процессе горения в предкамере, испаряет введенные в нее жидкое горючее и жидкий окислитель, в том числе все то жидкое горючее, которое используется для охлаждения оболочек предкамеры и/или основной камеры сгорания.

Основная часть потока на выходе предкамеры, отработав на турбине, сразу поступает в основную камеру сгорания. Этот выходящий поток и газы, использованные для охлаждения предкамеры и/или основной камеры сгорания, объединяют и сжигают вместе с остальным жидким окислителем, поступающим через центральную полость вала, связывающего элементы системы подачи с турбиной, и вводимым за счет вращательного впрыска непосредственно в основную камеру сгорания по мере того, как он выходит из вала через центробежное устройство подачи. При таком впрыске с высокой скоростью вращения происходит распыление жидкого окислителя, который быстро испаряется и дожигает богатую горячую газовую смесь, выходящую из турбины непосредственно в основную камеру сгорания. Конец полого вала, подверженный воздействию горячих газообразных продуктов горения основной камеры сгорания, может быть выполнен с возможностью его охлаждения или вентиляции за счет вывода из него газообразного окислителя. Дополнительно к этому решению или взамен него конец полого вала может быть отполирован или снабжен покрытием для обеспечения тепловой изоляции от горячих газообразных продуктов горения. Окончательное или общее отношение горючего к окислителю корректируют в соответствии с конкретной функциональной задачей, например достижение максимальной тяги с учетом ограничений по относительному размеру соответствующих баков с ракетным топливом.

Настоящее изобретение может также включать в себя радиальный либо осевой насос, установленный на наружной стороне вала перед предкамерой для подачи и впрыска жидкого горючего в турборакетный двигатель. Кроме того, насос подачи жидкого окислителя может быть расположен ниже по потоку от того места, где поток жидкого окислителя разделяется между предкамерой и основной камерой сгорания.

Таким образом, одна из задач настоящего изобретения заключается в создании турборакетного двигателя низкой стоимости.

Другой задачей настоящего изобретения является создание турборакетного двигателя с повышенной надежностью.

В соответствии с этими задачами одна особенность настоящего изобретения заключается в том, что как горючее, так и окислитель впрыскивают в соответствующие камеры сгорания в жидком виде.

Другая особенность настоящего изобретения заключается в том, что как горючее, так и окислитель впрыскивают в соответствующие камеры сгорания в виде криогенных жидкостей.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается во введении предкамеры и основной камеры сгорания с расположенной между ними турбиной, причем турбина приводит в движение средство подачи, которое качает все жидкое горючее и часть жидкого окислителя в предкамеру, причем отношение горючего к окислителю регулируют таким образом, чтобы температура выходящего из предкамеры потока была допустима для турбины, причем остальную часть жидкого окислителя соединяют с потоком на выходе предкамеры/турбины для достижения наилучшего общего горения.

Следующая особенность изобретения заключается в применении центробежных насосов для подачи и впрыска жидкого горючего и жидкого окислителя с отводом паров из центральной части полости вала.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается в том, что жидкое горючее и жидкий окислитель впрыскивают в соответствующие камеры сгорания за счет вращательного впрыска.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается в применении центробежных гидравлических затворов, перекрывающих пути передачи давления в камерах сгорания в каналы подачи компонентов ракетного топлива.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается в регулировании расхода жидкого горючего и жидкого окислителя при относительно низких давлениях подкачки, например создаваемых в поддавливаемых топливных баках.

И еще одна особенность настоящего изобретения заключается в эффузионном охлаждении основной камеры сгорания выходящим из предкамеры потоком.

Описанные особенности настоящего изобретения обеспечивают ряд соответствующих преимуществ. Одно из преимуществ настоящего изобретения по сравнению с предшествующим уровнем техники заключается в том, что можно значительно сократить количество трубопроводов и механизмов, присущих известным жидкостным ракетным двигателям, что снижает стоимость и увеличивает надежность.

Для решения поставленных задач предлагается ракетный двигатель, содержащий первый входной канал, выполненный с возможностью приема первого компонента ракетного топлива из источника первого компонента ракетного топлива, второй входной канал, выполненный с возможностью приема второго компонента ракетного топлива из источника второго компонента ракетного топлива, первую и вторую камеры сгорания, а также первую, вторую и третью ротационные форсунки, причем первая ротационная форсунка установлена внутри первой камеры сгорания с возможностью вращения вокруг первой оси вращения и содержит по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, сообщающийся с первой камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием первой ротационной форсунки, которое сообщается с первым входным каналом ракетного двигателя, вторая ротационная форсунка установлена внутри первой камеры сгорания с возможностью вращения вокруг второй оси вращения и содержит по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, сообщающийся с первой камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием второй ротационной форсунки, которое сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя, а третья ротационная форсунка установлена внутри второй камеры сгорания с возможностью вращения вокруг третьей оси вращения и содержит по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся со второй камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием третьей ротационной форсунки, которое сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя.

В предпочтительных вариантах выполнения изобретения ракетный двигатель содержит первое дроссельное сужение, сообщающееся на входе с первым входным каналом ракетного двигателя и на выходе - с впускным отверстием первой ротационной форсунки, и/или второе дроссельное сужение, сообщающееся на входе со вторым входным каналом ракетного двигателя и на выходе - с впускным отверстием второй ротационной форсунки. Указанное по меньшей мере одно впускное отверстие первой ротационной форсунки сообщается с первым входным каналом ракетного двигателя через первый канал движения жидкости, по меньшей мере одно впускное отверстие второй ротационной форсунки сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя через второй канал движения жидкости, причем первый и второй каналы движения жидкости расположены концентрично относительно друг друга.

Ракетный двигатель может дополнительно содержать первый активатор, расположенный в первом канале движения жидкости с возможностью вращения вокруг первой оси вращения, и/или второй активатор, расположенный во втором канале движения жидкости с возможностью вращения вокруг второй оси вращения.

По меньшей мере одна из первой ротационной форсунки и второй ротационной форсунки выполнена с возможностью перекрытия пути передачи давления из первой камеры сгорания к по меньшей мере одному впускному отверстию по меньшей мере одной из первой ротационной форсунки и второй ротационной форсунки. Третья ротационная форсунка выполнена с возможностью перекрытия пути передачи давления из второй камеры сгорания к по меньшей мере одному впускному отверстию третьей ротационной форсунки.

Ракетный двигатель может содержать турбину, связанную по меньшей мере с одним из следующих элементов: первой и второй ротационных форсунок и первого и второго активаторов, и расположенную с возможностью подачи на ее вход по меньшей мере части потока на выходе первой камеры сгорания при сжигании в первой камере сгорания первого и второго компонентов ракетного топлива.

По меньшей мере две из указанных третьей оси вращения, второй оси вращения и первой оси вращения совпадают друг с другом.

Ракетный двигатель может также содержать электрическое устройство, выбранное из группы, состоящей из электрического стартера, электрического генератора и генератора переменного тока, и связанное по меньшей мере с одной частью вала, которая связана по меньшей мере с одной из первой, второй и третьей ротационных форсунок.

В изобретении также предлагается способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе, в котором в ракетный двигатель подают первый и второй компоненты ракетного топлива, в первую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть первого компонента ракетного топлива через по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал и по меньшей мере часть второго компонента ракетного топлива через по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, в первой камере сгорания осуществляют по меньшей мере частичное сжигание введенных в нее первого и второго компонентов ракетного топлива с получением потока на выходе первой камеры сгорания, выводят поток из первой камеры сгорания, и остальную часть второго компонента ракетного топлива вводят во вторую камеру сгорания через по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал.

В другом варианте способа осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе в ракетный двигатель подают первый и второй компоненты ракетного топлива, в первую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть первого компонента ракетного топлива через по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал и по меньшей мере часть второго компонента ракетного топлива через по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, в первой камере сгорания осуществляют по меньшей мере частичное сжигание введенных в нее первого и второго компонентов ракетного топлива с получением потока на выходе первой камеры сгорания, выводят поток из первой камеры сгорания, по меньшей мере часть потока из первой камеры сгорания вводят во вторую камеру сгорания, а остальную часть потока из первой камеры сгорания направляют во вторую камеру сгорания через по меньшей мере одно отверстие в стенке второй камеры сгорания.

В предпочтительных вариантах осуществления способа первый и второй компоненты ракетного топлива подают через концентрические каналы, при этом во внутренней области по меньшей мере одного из концентрических каналов собирают паровую фазу по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива. Поток по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива закручивают посредством по меньшей мере одного активатора, расположенного внутри по меньшей мере одного из концентрических каналов, с обеспечением вращения потока по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива вместе с по меньшей мере одной из первой и второй ротационных форсунок. Причем перекрывают путь передачи давления в первой камере сгорания к первому компоненту ракетного топлива и/или указанной части второго компонента ракетного топлива, и перекрывают путь передачи давления во второй камере сгорания к указанной части второго компонента ракетного топлива. В частных вариантах реализации изобретения первый и второй компоненты ракетного топлива сжигают в первой камере частично, а во вторую камеру сгорания вводят только часть потока из первой камеры сгорания.

По меньшей мере часть потока на выходе первой камеры сгорания выводят через турбину, причем посредством турбины приводят во вращение по меньшей мере один из указанных по меньшей мере одного первого ротационного сопла, по меньшей мере одного второго ротационного соплового канала и по меньшей мере одного третьего ротационного соплового канала.

В изобретении также предлагается ротор для ракетного двигателя, содержащий первую полую часть вала, имеющую ось вращения и выполненную с возможностью поступления в нее первого компонента жидкого ракетного топлива через ее первый торец, по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с ее внутренней полостью, кольцевой канал, окружающий по меньшей мере часть первой полой части вала и выполненный с возможностью поступления в него второго компонента жидкого ракетного топлива через его первый торец, по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с кольцевым каналом, вторую полую часть вала, своим первым торцом связанную со вторым торцом первой полой части вала и своей внутренней полостью сообщающуюся с внутренней полостью первой полой части вала, и по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся с внутренней полостью второй полой части вала.

В предпочтительных вариантах выполнения изобретения ротор содержит по меньшей мере один второй центробежный гидравлический затвор, содержащий второй канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через второй канал по его длине, причем второй канал на входе сообщается с кольцевым каналом, на выходе - с по меньшей мере одним вторым ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении второго центробежного гидравлического затвора вокруг оси вращения центробежное ускорение в любой точке второго канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода второго канала.

В другом варианте осуществления изобретения предлагается ротор для ракетного двигателя, содержащий первую полую часть вала, имеющую ось вращения и выполненную с возможностью поступления в нее первого компонента жидкого ракетного топлива через ее первый торец, по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с ее внутренней полостью, вторую полую часть вала, своим первым торцом связанную со вторым торцом первой полой части вала и своей внутренней полостью сообщающуюся с внутренней полостью первой полой части вала, и по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся с внутренней полостью второй полой части вала.

В предпочтительных вариантах выполнения изобретения ротор содержит по меньшей мере один первый центробежный гидравлический затвор и/или по меньшей мере один третий центробежный гидравлический затвор, первый центробежный гидравлический затвор содержит первый канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через первый канал по его длине, причем первый канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, на выходе - по меньшей мере с одним из следующих элементов: указанным по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом, внутренней полостью второй полой части вала и указанным по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом, и выполнен таким образом, что при вращении первого центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке первого канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода первого канала, третий центробежный гидравлический затвор содержит третий канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через третий канал по его длине, причем третий канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, а на выходе - с по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении третьего центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке третьего канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода третьего канала.

Ротор может также содержать первый активатор, сообщающийся с внутренней полостью первой полой части вала, и/или второй активатор, расположенный по меньшей мере в части кольцевого канала, причем первый и второй активаторы расположены концентрично относительно оси вращения.

Внутренняя полость второй полой части вала может содержать по меньшей мере один первый паз, сообщающийся с по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом и/или по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом. Кроме того, внутренняя полость второй полой части вала может содержать по меньшей мере один второй паз, сообщающийся с по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом в непосредственной близости ко второму торцу второй полой части вала. При этом по меньшей мере один первый паз и по меньшей мере один второй паз выполнены с возможностью распределения потока первого компонента ракетного топлива между по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом и по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом.

В других предпочтительных вариантах выполнения изобретения ротор содержит по меньшей мере одну турбинную лопатку, связанную по меньшей мере с одной из первой полой части вала и второй полой части вала.

Согласно еще одному варианту осуществления изобретения предлагается ракетный двигатель, содержащий первую камеру сгорания и вторую камеру сгорания, сообщающуюся с выходом первой камеры сгорания, причем первая камера сгорания имеет оболочку, по меньшей мере частично окруженную первым кольцевым каналом, а вторая камера сгорания имеет оболочку, по меньшей мере частично окруженную вторым кольцевым каналом, в оболочке первой камеры сгорания выполнено по меньшей мере одно первое отверстие, в оболочке второй камеры сгорания выполнено по меньшей мере одно второе отверстие, а первый и второй кольцевые каналы расположены сообщающимися с возможностью направления первой части потока, образующегося в первой камере сгорания при работе двигателя, через по меньшей мере одно первое отверстие, первый и второй кольцевые каналы и по меньшей мере одно второе отверстие во вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения оболочки второй камеры сгорания.

В предпочтительных вариантах выполнения этого варианта изобретения между первой и второй камерами сгорания расположен участок сужения проходного сечения на пути второй части потока из первой камеры сгорания во вторую камеру сгорания, выполненный с обеспечением достижения в первой камере сгорания в зоне по меньшей мере одного первого отверстия давления, превышающего давление во второй камере сгорания в зоне по меньшей мере одного второго отверстия. Причем участок сужения проходного сечения может содержать турбину. Кроме того, ракетный двигатель может содержать источник первого компонента ракетного топлива, расположенный сообщающимся с первой камерой сгорания и первым кольцевым каналом, и источник второго компонента ракетного топлива, расположенный сообщающимся с первой камерой сгорания с возможностью направления первой части второго компонента ракетного топлива в первую камеру сгорания, а остальной второй части второго компонента ракетного топлива - во вторую камеру сгорания, с обеспечением горения в первой камере сгорания при меньшей температуре, чем во второй камере сгорания. Причем источник второго компонента ракетного топлива связан со второй камерой сгорания с возможностью ввода второй части второго компонента ракетного топлива в среднюю часть второй камеры сгорания, с обеспечением отделения области горения первой части второй части потока из первой камеры сгорания от оболочки второй камеры сгорания посредством потока, выбранного из группы, состоящей из второй части указанной второй части потока от первой камеры сгорания и указанной первой части потока от первой камеры сгорания.

В изобретении также предлагается способ охлаждения ракетного двигателя, в котором в первой камере сгорания, имеющей оболочку с выполненным в ней по меньшей мере одним первым отверстием, сообщающимся с первой областью снаружи оболочки первой камеры сгорания, осуществляют частичное сжигание нескольких компонентов ракетного топлива с образованием в первой камере сгорания потока, первую часть указанного потока направляют из первой камеры сгорания во вторую камеру сгорания, имеющую оболочку с выполненным в ней по меньшей мере одним вторым отверстием, сообщающимся со второй областью снаружи оболочки второй камеры сгорания, сообщающейся с первой областью снаружи указанной оболочки первой камеры сгорания, а вторую часть потока из первой камеры сгорания направляют через указанное по меньшей мере одно первое отверстие в первую область с обтеканием наружной поверхности по меньшей мере части оболочки первой камеры сгорания, далее во вторую область с обтеканием наружной поверхности по меньшей мере части оболочки второй камеры сгорания, и через указанное по меньшей мере одно второе отверстие во вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения оболочки второй камеры сгорания.

В предпочтительных вариантах осуществления данного способа первую часть потока из первой камеры сгорания направляют во вторую камеру сгорания через участок сужения проходного сечения потока с достижением в первой камере сгорания в зоне указанного по меньшей мере одного первого отверстия давления, превышающего давление во второй камере сгорания в зоне второго отверстия.

Указанные компоненты ракетного топлива включают горючее и окислитель, причем во вторую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть окислителя и посредством ввода во вторую камеру сгорания указанной части окислителя изменяют режим течения и/или структуру смеси первой части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.

Посредством ввода во вторую камеру сгорания второй части потока из первой камеры сгорания через по меньшей мере одно второе отверстие изменяют режим течения и/или структуру смеси первой части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.

Описанные выше и другие задачи, признаки и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего подробного описания предпочтительного варианта выполнения изобретения со ссылкой на сопровождающие чертежи и раскрыты в прилагаемой формуле изобретения.

Хотя в настоящем описании будет представлено применение настоящего изобретения для жидкостного турборакетного двигателя, работающего на жидком водороде и жидком кислороде, для специалиста в данной области ясно, что настоящее изобретение применимо к любой топливной паре, содержащей жидкое горючее и жидкий окислитель.

Перечень фигур чертежей и иных материалов

На фиг. 1 в изометрии представлен разрез ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 2а представлено первое поперечное сечение ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 2b представлено второе поперечное сечение ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 3 представлено первое поперечное сечение ротора в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 4 представлено поперечное сечение третьей полой части вала в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 5 представлено поперечное сечение участка с кольцевой перегородкой в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 6 представлено второе поперечное сечение ротора в соответствии с настоящим изобретением.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

На фиг. 1, 2а и 2b представлен ракетный двигатель 10 с первым торцом 12 и вторым торцом 14, создающий тягу, направленную от второго торца 14 вдоль оси 16. Первый 18' и второй 20' компоненты ракетного топлива, представляющие собой, например, жидкий кислород 18 и жидкий водород 20 соответственно, подают от соответствующих источников 22’, 24’, представляющих собой, например, соответственно первый и второй поддавливаемые баки 22, 24, через соответственно первый 26’ и второй 28' входные каналы, выполненные, например, в виде соответствующих спиральных камер 26, 28, и в единый ротор 30, который содержит средство 32 подачи жидкого кислорода 18 и жидкого водорода 20 в первую 34’ и вторую 36’ камеры сгорания, выполненные, например, в виде предкамеры 34 и основной камеры сгорания 36. По крайней мере часть потока 38, движущегося по выходному каналу 39 предкамеры 34, приводит в движение турбину 40, вращающую ротор 30. Весь водород или его большую часть подают в предкамеру 34, вместе с тем в предкамеру 34 поступает только такое количество кислорода, которое достаточно для поднятия температуры выходящего потока до уровня, который легко выдерживает турбина 40. Обогащенный водородом выходящий поток 38, сработанный на турбине 40, вместе с водородом, направленным в обход турбины 40, подают в основную камеру сгорания 36, куда вводят оставшийся кислород, с тем чтобы обеспечить такое общее соотношение топливных компонентов (отношение горючего к окислителю) в смеси внутри основной камеры сгорания 36, которое соответствует конкретной топливной паре, в результате чего процесс горения в основной камере сгорания 36 обеспечивает высокую температуру, обычно присущую ракетным двигателям. Например, в топливной паре "жидкий водород (LH₂) - жидкий кислород (LO₂)" массовое отношение окислителя к горючему предпочтительно составляет около 5,5:1, но может принимать и другие известные значения или интервалы значений, пригодные для поддержания процесса горения. Например, при LH₂:LO₂, равном 2,8:1, достигается наибольшее значение удельного импульса тяги, хотя и с тем недостатком, что баки для хранения жидкого водорода должны быть большими, что нежелательно.

Как показано на фиг. 3, ротор 30 содержит вал 44, имеющий первую 46 и вторую 48 полые части вала, расположенные смежно друг другу, связанными друг с другом и открытыми друг для друга. По крайней мере у части второй полой части 48 вала внутренний диаметр больше, чем внутренний диаметр первой полой части 46 вала. Жидкий кислород 18 поступает из кислородного бака 22 в спиральную камеру 26 подачи кислорода с первого торца 12 ракетного двигателя 10 под избыточным давлением около 30 фунт/дюйм ² (207 кПа), далее через аппарат направляющих лопаток 49 в неподвижную трубу 50, проходящую через первый торец 52 первой полой части 46 вала внутрь него. Общее количество кислорода, подаваемого в ракетный двигатель 10, регулируют подвижным средством дросселирования потока, в частности, коническим дроссельным элементом 54, образующим первое сужение 56 проходного сечения, которое ограничивает расход кислорода через неподвижную трубу 50. Положение конического дроссельного элемента 54 определяется штоком 58, приводимым в действие первым контроллером 60 от первого торца 12 ракетного двигателя 10.

Жидкий кислород 18, проходящий через первое дроссельное сужение 56 проходного сечения, направляют во внутреннюю полость 62 второй полой части 48 вращающегося вала 44, в которой расположен первый активатор 64, содержащий по меньшей мере одну спиралеобразную лопатку, ускоряющую жидкий кислород 18 в осевом и окружном направлениях, заставляя жидкий кислород 18 вращаться вместе с валом 44, что сводит к минимуму выделение джоулевой теплоты и сопутствующее испарение жидкости, возникающие в результате механического перемешивания при нагнетании. Вращение вала 44 приводит к возникновению центробежных сил, вынуждающих жидкий кислород 18 перемещаться к внутренней поверхности 66 вала 44, тогда как любые имеющиеся пары 68 кислорода вытесняются к центру 70 вала 44, откуда отводятся по меньшей мере через один вентиляционный канал 71 к наружной поверхности неподвижной трубы 50. Так как у первой полой части 46 вала внутренний диаметр меньше, чем внутренний диаметр второй полой части 48 вала, такое центробежное разделение жидкого кислорода 18 и паров 68 кислорода приводит к тому, что вращающаяся первая полая часть 46 вала заполняется парами 68 кислорода, которые выходят в первую неподвижную кольцевую вентиляционную камеру 72, через вентиляционное отверстие 73 и далее во вторую неподвижную кольцевую вентиляционную камеру 74, из которой пары 68 кислорода выводятся из ракетного двигателя 10.

Первая ротационная форсунка 76, соединенная с валом 44, в частности, с второй полой частью 48 вала в предкамере 34 содержит по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал 78, сообщающийся с впускным отверстием 80 первой ротационной форсунки 76 и предкамерой 34. Впускное отверстие 80 первой ротационной форсунки 76 сообщается со спиральной камерой 26 подачи кислорода, из которой жидкий кислород 18 подают через соответствующий тракт во внутренние полости 82 и 62 первой 46 и второй 48 полых частей вала, соответственно. Первый ротационный сопловой канал 78 вращается вместе с валом 44 вокруг его оси 16. Первая ротационная форсунка 76 кроме того включает по меньшей мере один центробежный гидравлический затвор 86, содержащий первый канал 88, имеющий вход 90 и выход 92, сообщающиеся друг с другом вдоль длины канала. Первый канал 88 выполнен таким образом, что при вращении вокруг оси вращения 16 центробежное ускорение в любой точке внутри первого канала 88 больше, чем центробежное ускорение у входа 90 или выхода 92.

На фиг. 1 и 4 можно видеть, что вторая полая часть 48 вала содержит также третью полую часть 94 вала, имеющую на своей внутренней поверхности несколько продольных ребер 96 и пазов 98. Продольные пазы 98 составляют часть канала 100 движения жидкости между спиральной камерой 26 подачи кислорода и первой ротационной форсункой 76. При равенстве размеров продольных пазов 98 в каждый из продольных пазов 98 входит одинаковое количество жидкого кислорода 18 от первого активатора 64. Однако, продольные пазы 98 могут быть выполнены неодинаковыми по размеру - с учетом требования балансировки устройства - что приводит к возникновению соответствующей неравномерности расхода жидкого кислорода, проходящего в соответствующих продольных пазах 98. По крайней мере один первый паз 102 сообщается с впускным отверстием 80 первой ротационной форсунки 76. Вторая полая часть 48 вала содержит также четвертую полую часть 104 вала, в которую от третьей полой части 94 вала входит по меньшей мере один второй паз 106 и проходит через четвертую полую часть 104 вала по внутренней поверхности последнего. Из фиг. 5 видно, что те первые пазы 102, которые не проходят в четвертую полую часть 104 вала, перекрыты соответствующими им сегментами 108 кольцевой перегородки, расположенной между третьей 94 и четвертой 104 полыми частями вала.

Поток жидкого кислорода 18, движущийся по первым пазам 102, выходит в предкамеру 34 через соответствующие первые ротационные сопловые каналы 78. Остальная часть жидкого кислорода 18, движущаяся по продольным пазам 98, в частности вторым пазам 106, выходит через соответствующие третьи ротационные сопловые каналы 109 в основную камеру сгорания 36, причем относительные величины расхода жидкого кислорода 18 в предкамеру 34 и в основную камеру сгорания 36 подобраны так, чтобы регулировать соотношение компонентов топливной смеси в соответствующих камерах сгорания, обеспечивая, в частности, существенно более богатую смесь в предкамере 34, чтобы горение там протекало при существенно более низкой температуре, чем температура горения в основной камере сгорания 36. Такое решение избавляет от необходимости иметь отдельную следящую систему регулирования расхода жидкого кислорода в предкамеру 34. В предпочтительном случае на каждый продольный паз 98, из которого подача жидкости в предкамеру 34 происходит через первый ротационный сопловой канал 78, приходится по примерно по пять продольных пазов 98, из которых подача жидкости в основную камеру сгорания 36 происходит через третьи ротационные сопловые каналы 109. Радиальный впрыск жидкого кислорода 18 из вращающегося вала 44 как в предкамеру 34, так и в основную камеру сгорания 36 обеспечивает равномерное окружное распределение и распыление окислителя в обеих камерах.

Как показано на фиг.1, 2а и 2b, жидкий водород 20 поступает из соответствующего поддавливаемого водородного бака 24 в спиральную камеру 28 подачи водорода под давлением приблизительно 15 фунт/дюйм² (104 кПа). Жидкий водород 20 движется радиально к центру от спиральной камеры 28 подачи водорода через второе средство дросселирования потока, в частности, сужение 110 проходного сечения, регулируемое дроссельным кольцом 112, положение которого определяется по меньшей мере одним управляющим штоком 114, проходящим через кожух 116 и связанным с вторым контроллером 118.

Ниже по потоку от второго сужения 110 проходного сечения жидкий водород 20 проходит через криволинейное кольцевое устройство 120 поворота потока, изменяющее направление потока с радиального к центру на осевое. Криволинейное кольцевое устройство 120 поворота потока может быть снабжено лопатками для предварительного завихрения потока. Жидкий водород 20 выходит из криволинейного кольцевого устройства 120 поворота потока во внутреннюю часть 122 кольцевого канала 124 ротора 30 и поступает во второй активатор 126, входящий в состав ротора и вращающийся вместе с ним. Второй активатор 126 содержит по меньшей мере одну спиралевидную лопатку, ускоряющую жидкий водород 20 в осевом и окружном направлениях, заставляя жидкий водород 20 вращаться вместе с валом 44, сводя к минимуму выделение джоулевой теплоты и сопутствующее испарение жидкости, возникающие в результате механического перемешивания при нагнетании. Ниже по потоку от второго активатора 126 кольцевой канал 124 увеличивается в диаметре, и центробежные силы обусловливают подачу жидкого водорода 20 в кольцевой канал 124, к его наружной области 128, в то время как пары 130 водорода вытесняются во внутреннюю область 122 канала.

Первое лабиринтное уплотнение 134, расположенное между наружной поверхностью второй полой части 48 вала и криволинейным устройством 120 поворота потока, дозирует утечку паров 130 водорода из кольцевого канала 124 через первый вентиляционный канал 136 в третью кольцевую вентиляционную камеру 138, из которой пары 130 водорода отводят из ракетного двигателя 10. Первое уплотнение 140, например графитовое уплотнение, обеспечивающее уплотнение между наружной поверхностью кольцевого канала 124, имеющего возможность вращения, и неподвижной третьей кольцевой вентиляционной камерой 138, предотвращает утечку водорода из неподвижного кольцевого устройства 120 отклонения потока по кольцевому каналу 124 далее в неподвижную третью кольцевую вентиляционную камеру 138.

Основной поток жидкого водорода подается к периферии из кольцевого канала 124 во вторую ротационную форсунку 142, связанную с валом 44, в частности, со второй полой частью 48 вала, и далее в предкамеру 34. Вторая ротационная форсунка 142 содержит по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал 144, сообщающийся с кольцевым каналом 124 и с предкамерой 34. Второй ротационный сопловой канал 144 содержит также по меньшей мере один второй центробежный гидравлический затвор 146, имеющий второй канал 148 со входом 150 и выходом 152, сообщающимися между собой по длине канала. Второй канал 148 выполнен так, что при вращении вокруг оси 16 вращения центробежное ускорение в любой точке внутри второго канала 148 больше, чем центробежное ускорение у входа 150 или у выхода 152. Из фиг. 2а, 3 и 6 видно, что выход 152 каждого второго центробежного гидравлического затвора 146 сообщается с кольцевым коллектором 154, который сообщается с кольцевой камерой 156, разделенной несколькими радиальными лопатками 158 на несколько радиальных камер 160, по меньшей мере некоторые из которых выходят в соответствующие вторые ротационные сопловые каналы 144.

В процессе работы двигателя радиальные лопатки 158 приводят жидкий водород 20 в кольцевой камере 156 во вращение вместе с ней, и возникающая при этом центробежная сила создает во вращающемся жидком водороде 20 большой градиент давления и высокое давление на выходе из вторых ротационных сопловых каналов 144. Вторые ротационные сопловые каналы 144 предпочтительно имеют различное осевое положение (по длине), что обеспечивает улучшенное перемешивание и горение в предкамере 34. Кроме того, некоторые или все вторые ротационные сопловые каналы 144 могут быть расположены под углом к радиусу. Расположение, ориентация и размеры соответствующих вторых ротационных сопловых каналов 144 подобраны таким образом, чтобы ротор 30 был механически отбалансирован (уравновешен).

При нормальных значениях расхода жидкий водород 20 не заполняет полностью ни кольцевой канал 124, ни кольцевую камеру 156, которые совместно действуют как насос отвода паров из центральной части вала. Второй канал 148 второго центробежного гидравлического затвора 146 остается заполненным жидким водородом 20, что препятствует перетеканию паров, находящихся под высоким давлением, из области ниже по потоку от второго центробежного гидравлического затвора 146.

Вторая полая часть 48 вала содержит также вкладыш 162 вала, имеющий глухой конец 164 и второй конец 166, каждый из которых находится, соответственно, вблизи первого торца 168 и второго торца 170 второй полой части 48 вала, причем глухой конец 164 вкладыша 162 вала выполнен такой формы, чтобы образовывать контур 172 третьего центробежного гидравлического затвора 174. Третий центробежный гидравлический затвор 174 содержит третий канал 176, имеющий вход 178 и выход 180, сообщающиеся по длине канала. Третий канал 176 жидкости за счет контура 172 выполнен таким образом, что при вращении вокруг оси 16 вращения центробежное ускорение жидкости в любой точке третьего канала 176 больше, чем центробежное ускорение у входа 178 или выхода 180.

Третья ротационная форсунка 182, расположенная в основной камере сгорания 36, содержит по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал 109 у второго торца 170 второй полой части 48 вала, сообщающийся по меньшей мере с одним вторым пазом 106 и с основной камерой сгорания 36, причем этот по меньшей мере один второй паз 106 сообщается с выходом 180 третьего центробежного гидравлического затвора 174 по тракту движения жидкости от спиральной камеры 26, подающей жидкий кислород 18 к третьему ротационному сопловому каналу 109. Третий ротационный сопловой канал 109 связан с валом 44, в частности с четвертой полой частью 104 вала, и вращается с валом 44 вокруг его оси 16 вращения.

Во время работы двигателя жидкий кислород 18 из поддавливаемого кислородного бака 22 через внутреннюю полость неподвижной трубы 50, расположенной внутри первой полой части 46 вала, выходит к периферии из первого сужения 56 проходного сечения во вторую полую часть 48 вала и ускоряется в окружном направлении посредством первого активатора 64, приводящего жидкий кислород 18 во вращение вместе с валом 44. Возникающие при этом центробежные силы сжимают жидкий кислород 18 пропорционально квадрату радиуса от центра 70 вала 44, что заставляет жидкий кислород двигаться 18 вдоль внутренней поверхности второй полой части 48 вала. Жидкий кислород 18 заполняет третий канал 176 третьего центробежного гидравлического затвора 174, и при достаточной скорости вращения вала третий канал 176 остается в достаточной мере заполненным жидким кислородом 18, что обеспечивает перекрытие пути передачи высокого давления в основной камере сгорания 36 ниже по потоку от третьего центробежного гидравлического затвора 174, к жидкому кислороду 18 под относительно низким давлением выше по потоку от третьего центробежного гидравлического затвора 174.

Как известно из патента США №4870825, включенного в данную заявку в качестве ссылки, центробежный гидравлический затвор содержит канал для жидкости с входом и выходом, выполненный таким образом, что при вращении центробежного гидравлического затвора центробежное ускорение в любой точке в канале затвора больше, чем центробежное ускорение в любой точке на входе или на выходе. Соответственно, когда канал заполнен средой относительно высокой плотности, такой как жидкость, уровни жидкости по радиусу на входе и выходе канала при отсутствии разности давления между ними будут равны, либо, в противном случае, будут различаться на величину, зависящую от разности давления и скорости вращения. Следовательно, при подаче на вход центробежного гидравлического затвора, выход которого служит питателем для области с относительно высоким давлением, жидкости при сравнительно небольшом давлении центробежный гидравлический затвор может предотвратить движение через него паров в обратом направлении.

Таким образом, первый центробежный гидравлический затвор 86 предохраняет жидкий кислород 18 у впускного отверстия 80 первой ротационной форсунки 76, находящийся под давлением, с которым он поступает в основную камеру 36 сгорания, от воздействия относительно более высокого давления газов в предкамере 34. Аналогично, второй центробежный гидравлический затвор 146 предохраняет жидкий водород в кольцевом канале 124, находящийся под давлением подачи, от воздействия относительно высокого давления газов в предкамере 34.

В предпочтительном исполнении вторые ротационные сопловые каналы 144 выводят в предкамеру 34 весь водород. Однако некоторые из вторых ротационных сопловых каналов 144 могут быть выполнены так, чтобы перепускать поток 185 жидкого водорода 20 через первое отверстие 186, выходящее наружу оболочки 188 предкамеры в целях охлаждения как предкамеры 34, так и основной камеры сгорания 36. До 50% количества жидкого водорода может быть направлено наружу оболочки 188 предкамеры, а остальное количество - выведено в предкамеру 34 вблизи первых ротационных сопловых каналов 78, из которых выбрасывается жидкий кислород 18. Ротор 30, вращающийся с высокой угловой скоростью, сообщает выводимым из него жидкому водороду 20 и жидкому кислороду 18 значительную тангенциальную скорость, обеспечивая хорошее перемешивание водородно-кислородной смеси в тороидальных областях 190 внутри предкамеры 34, что поддерживает процесс горения, инициированный воспламенителем 192, таким как химический факельный пусковой воспламенитель, электрический искровой воспламенитель или плазменное устройство.

Первая часть 194 выходящего из предкамеры 34 потока 38 проходит по меньшей мере через одно первое отверстие 196 в оболочке 188 предкамеры в первый кольцевой канал 198, окружающий, по меньшей мере частично, оболочку 188 предкамеры, через второе отверстие 200 в крепежной конструкции 202 оболочки камеры сгорания во второй кольцевой канал 204 и через группу отверстий 206 эффузионного охлаждения в оболочке 208 основной камеры сгорания.

Выходящий из предкамеры 34 поток 38 представляет собой очень богатую (то есть с избытком водорода) смесь, имеющую невысокую температуру, например 1200°F (649°С). Вторая часть 210 выходящего потока 38 направляется через одноступенчатую незначительно нагруженную осевую турбину 40, которая по существу развивает мощность, лишь достаточную для привода средства 32 подачи компонентов топлива, интегрированного с каналами движения водорода и кислорода, причем средство 32 подачи компонентов топлива содержит различные активаторы и секции с ребрами и лопатками, относящиеся к ротору 30 и сообщающие кинетическую энергию жидкому кислороду 18 и жидкому водороду 20.

Перепад давления на турбине 40 достаточен для того, чтобы первая часть 194 потока 38, вышедшего из находящейся под относительно высоким давлением предкамеры 34, вошла в находящуюся под относительно низким давлением основную камеру сгорания 36. Поток 185 жидкого водорода 20, направленный в обход предкамеры 34 по внешней поверхности ее оболочки 188, поглощает теплоту от оболочки 188 предкамеры и от первой части 194 выходящего потока 38, входящей через оболочку 188 предкамеры, в количестве, достаточном для своего испарения.

Относительно богатая вторая часть 210 выходящего потока 38, вышедшая из турбины 40 в основную камеру сгорания 36, смешивается с относительно богатыми газами 212 эффузионного охлаждения из отверстий 206 эффузионного охлаждения, и с жидким кислородом 18, выбрасываемым в процессе вращения из по меньшей мере одного третьего ротационного соплового канала 109, так что образуется высокотемпературный выходящий поток 214, необходимый для достижения хорошей тяговой эффективности. Этот высокотемпературный выходящий поток 214 расширяется посредством сверхзвукового сопла 216 обычным образом. Поверхность 218 сверхзвукового сопла 216 от его начала до критического сечения 220 охлаждается газами 212 эффузионного охлаждения, движущимися вдоль оболочки 208 основной камеры сгорания. Расширяющаяся часть 222 сверхзвукового сопла 216 предпочтительно покрыта сменным абляционным материалом 224.

Небольшая часть холодных паров 226 водорода из кольцевой камеры 156 проходит через по меньшей мере одно второе отверстие 228 во вторую кольцевую камеру 230, затем через по меньшей мере одно третье отверстие 232 к шлицевой втулке 234, на которой установлена турбина 40, через третью кольцевую камеру 236 во втулке 234, через по меньшей мере одно четвертое отверстие 238 во втулке 234 в полость 240 корпуса концевого подшипника турбины для охлаждения первого ленточного упорного подшипника 242, через несколько вторых лабиринтных уплотнений 244 и далее в основную камеру сгорания 36. Корпус 240 концевого подшипника турбины также герметизирован от предкамеры 34 третьим лабиринтным уплотнением 246.

Для изоляции друг от друга первого 18’ и второго 20’ компонентов ракетного топлива, чтобы предотвратить образование горючей смеси этих компонентов где-либо, кроме как в первой 34’ или второй 36’ камерах сгорания, предусмотрена по меньшей мере одна кольцевая буферная камера, заполненная сжатым инертным газом 248, например гелием. Давление сжатого инертного газа 248 в этой по меньшей мере одной кольцевой буферной камере превышает давление любого из компонентов ракетного топлива в прилегающей к ней полости. Как показано на фиг.2а, первая кольцевая буферная камера 250 выполнена с возможностью поступления в нее потока сжатого инертного газа 248, направленного на небольшую активную турбину 252, предназначенную для запуска ракетного двигателя 10. Сжатый инертный газ 248 во второй кольцевой буферной камере 254 герметизирован от доступа кислорода за счет второго, например графитового, уплотнения 256, установленного между первой кольцевой вентиляционной камерой 72 и второй кольцевой буферной камерой 254. Сжатый инертный газ 248 в третьей кольцевой буферной камере 258 герметизирован от доступа водорода за счет третьего, например графитового, уплотнения 260, установленного между третьей кольцевой вентиляционной камерой 138 и третьей кольцевой буферной камерой 258. Сжатый инертный газ 248 по меньшей мере в одной четвертой кольцевой буферной камере 262 охлаждает второй ленточный упорный подшипник 264 и первый 266 и второй 268 упорные подшипники, воспринимающие нагрузку от ротора 270 восприятия тяги.

В типичной системе жидкий водород, поступающий под избыточным давлением приблизительно 40 фунт/дюйм² (276 кПа) из поддавливаемого бака при величине расхода приблизительно 9,3 фунта (4,2 кг) в секунду в предкамеру, вступает в реакцию с жидким кислородом, поступающим под избыточным давлением приблизительно 40 фунт/дюйм² (276 кПа) из поддавливаемого бака при величине расхода приблизительно 9,3 фунта (4,2 кг) в секунду в предкамеру, с образованием продуктов реакции в виде выходящего потока с температурой приблизительно 1300°F (704°С) при избыточном давлении приблизительно 220 фунт/дюйм² (1,52 МПа). Этот выходящий поток из предкамеры приводит в движение турбину, сообщающую вращательную кинетическую энергию жидким компонентам ракетного топлива. Выходящий поток от предкамеры затем также вступает в реакцию в основной камере сгорания с дополнительным кислородом, поступающим при величине расхода 41,8 фунтов (19 кг) в секунду, так что образуется выходящий поток с температурой приблизительно 5400°F (2980°С) при избыточном давлении приблизительно 200 фунт/дюйм² (1,38 МПа), что обеспечивает приблизительно 25000 фунтов (11350 кгс) тяги в вакууме.

Как понятно для специалиста в данной области, изобретение можно без проблем использовать для других видов жидкого горючего, отличного от жидкого водорода, и других видов жидкого окислителя, отличных от жидкого кислорода. Следовательно, при использовании жидкого горючего сравнительно большей плотности по отношению к соответствующему окислителю, в сравнении с отношением плотности жидкого водорода к плотности жидкого кислорода, диаметр кольцевых камер, относящихся к устройствам подачи горючего, должны быть относительно меньшим по сравнению с диаметром камер и каналов, подающих жидкий окислитель. Более того, предпочтительная геометрия будет зависеть от скорости процесса и соответствующих свойств компонентов ракетного топлива при рабочих давлениях и температурах.

Хотя вышеприведенное описание и сопровождающие чертежи подробно воспроизводят определенный предпочтительный вариант осуществления изобретения, для специалиста в данной области техники была бы очевидна возможность внесения модификаций и изменений, в свете общей идеи описания, в вышеописанные детали изобретения. Соответственно, описанные выше конкретные формы выполнения изобретения рассматриваются как материал, лишь иллюстрирующий сущность изобретения и не ограничивающий патентные притязания на изобретение в отношении их объема, во всей своей широте определяемого прилагаемой формулой изобретения и любыми ее эквивалентами.

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит первый входной канал, выполненный с возможностью приема первого компонента ракетного топлива из источника первого компонента ракетного топлива, второй входной канал, выполненный с возможностью приема второго компонента ракетного топлива из источника второго компонента ракетного топлива, первую и вторую камеры сгорания, а также первую, вторую и третью ротационные форсунки, причем первая ротационная форсунка установлена внутри первой камеры сгорания с возможностью вращения вокруг первой оси вращения и содержит, по меньшей мере, один первый ротационный сопловой канал, сообщающийся с первой камерой сгорания и, по меньшей мере, с одним впускным отверстием первой ротационной форсунки, которое сообщается с первым входным каналом ракетного двигателя, вторая ротационная форсунка установлена внутри первой камеры сгорания с возможностью вращения вокруг второй оси вращения и содержит, по меньшей мере, один второй ротационный сопловой канал, сообщающийся с первой камерой сгорания и, по меньшей мере, с одним впускным отверстием второй ротационной форсунки, которое сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя, а третья ротационная форсунка установлена внутри второй камеры сгорания с возможностью вращения вокруг третьей оси вращения и содержит, по меньшей мере, один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся со второй камерой сгорания и, по меньшей мере, с одним впускным отверстием третьей ротационной форсунки, которое сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он содержит первое дроссельное сужение, сообщающееся на входе с первым входным каналом ракетного двигателя и на выходе - с впускным отверстием первой ротационной форсунки, и/или второе дроссельное сужение, сообщающееся на входе со вторым входным каналом ракетного двигателя и на выходе - с впускным отверстием второй ротационной форсунки.

3. Ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что указанное, по меньшей мере, одно впускное отверстие первой ротационной форсунки сообщается с первым входным каналом ракетного двигателя через первый канал движения жидкости, указанное, по меньшей мере, одно впускное отверстие второй ротационной форсунки сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя через второй канал движения жидкости, причем указанные первый и второй каналы движения жидкости расположены концентрично относительно друг друга.

4. Ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что он содержит первый активатор, расположенный в первом канале движения жидкости с возможностью вращения вокруг указанной первой оси вращения, и/или второй активатор, расположенный во втором канале движения жидкости с возможностью вращения вокруг указанной второй оси вращения.

5. Ракетный двигатель по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна из первой ротационной форсунки и второй ротационной форсунки выполнена с возможностью перекрытия пути передачи давления из первой камеры сгорания к указанному, по меньшей мере, одному впускному отверстию, по меньшей мере, одной из указанных первой ротационной форсунки и второй ротационной форсунки.

6. Ракетный двигатель по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что третья ротационная форсунка выполнена с возможностью перекрытия пути передачи давления из второй камеры сгорания к указанному, по меньшей мере, одному впускному отверстию третьей ротационной форсунки.

7. Ракетный двигатель по любому из пп.1-6, отличающийся тем, что он содержит турбину, связанную, по меньшей мере, с одним из следующих элементов: первой и второй ротационными форсунками и первым и вторым активаторами, и расположенную с возможностью подачи на ее вход, по меньшей мере, части потока на выходе первой камеры сгорания при сжигании в первой камере сгорания первого и второго компонентов ракетного топлива.

8. Ракетный двигатель по п.7, отличающийся тем, что вторая камера сгорания расположена сообщающейся с выходом указанной турбины с возможностью сжигания во второй камере сгорания смеси, содержащей указанный поток из первой камеры сгорания и второй компонент ракетного топлива, с образованием потока продуктов горения во второй камере сгорания.

9. Ракетный двигатель по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что из указанных третьей оси вращения, второй оси вращения и первой оси вращения, по меньшей мере, две совпадают друг с другом.

10. Ракетный двигатель по любому из пп.1-9, отличающийся тем, что он содержит электрическое устройство, выбранное из группы, состоящей из электрического стартера, электрического генератора и генератора переменного тока, и связанное, по меньшей мере, с одной частью вала, которая связана, по меньшей мере, с одной из первой, второй и третьей ротационных форсунок.

11. Способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе, отличающийся тем, что в ракетный двигатель подают первый и второй компоненты ракетного топлива, в первую камеру сгорания вводят, по меньшей мере, часть первого компонента ракетного топлива через, по меньшей мере, один первый ротационный сопловой канал и, по меньшей мере, часть второго компонента ракетного топлива через, по меньшей мере, один второй ротационный сопловой канал, в первой камере сгорания осуществляют, по меньшей мере, частичное сжигание введенных в нее первого и второго компонентов ракетного топлива с получением потока на выходе первой камеры сгорания, выводят указанный поток из первой камеры сгорания и остальную часть второго компонента ракетного топлива вводят во вторую камеру сгорания через, по меньшей мере, один третий ротационный сопловой канал.

12. Способ по п.11, отличающийся тем, что во вторую камеру сгорания дополнительно вводят, по меньшей мере, часть потока из первой камеры сгорания и посредством ввода указанной остальной части второго компонента ракетного топлива во вторую камеру сгорания изменяют режим течения и/или структуру смеси указанной, по меньшей мере, части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.

13. Способ по любому из пп.11-12, отличающийся тем, что поток, по меньшей мере, одного из первого и второго компонентов ракетного топлива дросселируют посредством, по меньшей мере, одного первого дроссельного сужения.

14. Способ по любому из пп.11-13, отличающийся тем, что первый и второй компоненты ракетного топлива подают через концентрические каналы, при этом во внутренней области, по меньшей мере, одного из концентрических каналов собирают паровую фазу, по меньшей мере, одного из первого и второго компонентов ракетного топлива.

15. Способ по любому из пп.11-14, отличающийся тем, что поток, по меньшей мере, одного из первого и второго компонентов ракетного топлива закручивают посредством, по меньшей мере, одного активатора, расположенного внутри, по меньшей мере, одного из концентрических каналов, с обеспечением вращения потока указанного, по меньшей мере, одного из первого и второго компонентов ракетного топлива вместе с, по меньшей мере, одной из первой и второй ротационных форсунок.

16. Способ по любому из пп.11-15, отличающийся тем, что перекрывают путь передачи давления в первой камере сгорания к первому компоненту ракетного топлива и/или указанной части указанного второго компонента ракетного топлива.

17. Способ по любому из пп.11-16, отличающийся тем, что перекрывают путь передачи давления во второй камере сгорания к указанной части указанного второго компонента ракетного топлива.

18. Способ по любому из пп.11-17, отличающийся тем, что первый и второй компоненты ракетного топлива сжигают в первой камере частично.

19. Способ по любому из пп.11-18, отличающийся тем, что во вторую камеру сгорания вводят часть потока из первой камеры сгорания.

20. Способ по любому из пп.11-19, отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть потока на выходе указанной первой камеры сгорания выводят через турбину.

21. Способ по п.20, отличающийся тем, что посредством указанной турбины приводят во вращение, по меньшей мере, одно из указанных, по меньшей мере, одно первое ротационное сопло, по меньшей мере, один второй ротационный сопловой канал и, по меньшей мере, один третий ротационный сопловой канал.

22. Способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе, отличающийся тем, что в ракетный двигатель подают первый и второй компоненты ракетного топлива, в первую камеру сгорания вводят, по меньшей мере, часть первого компонента ракетного топлива через, по меньшей мере, один первый ротационный сопловой канал и, по меньшей мере, часть второго компонента ракетного топлива через, по меньшей мере, один второй ротационный сопловой канал, в первой камере сгорания осуществляют, по меньшей мере, частичное сжигание введенных в нее первого и второго компонентов ракетного топлива с получением потока на выходе первой камеры сгорания, выводят указанный поток из первой камеры сгорания, по меньшей мере, часть потока из первой камеры сгорания вводят во вторую камеру сгорания, а остальную часть потока из первой камеры сгорания направляют во вторую камеру сгорания через, по меньшей мере, одно отверстие в стенке второй камеры сгорания.

23. Способ по п.22, отличающийся тем, что поток, по меньшей мере, одного из первого и второго компонентов ракетного топлива дросселируют посредством, по меньшей мере, одного дроссельного сужения.

24. Способ по любому из пп.22-23, отличающийся тем, что первый и второй компоненты ракетного топлива подают через концентрические каналы, при этом во внутренней области, по меньшей мере, одного из концентрических каналов собирают паровую фазу, по меньшей мере, одного из первого и второго компонентов ракетного топлива.

25. Способ по любому из пп.22-24, отличающийся тем, что поток, по меньшей мере, одного из первого и второго компонентов ракетного топлива закручивают посредством, по меньшей мере, одного активатора, расположенного внутри, по меньшей мере, одного из концентрических каналов, с обеспечением вращения потока указанного, по меньшей мере, одного из первого и второго компонентов ракетного топлива вместе с, по меньшей мере, одной из первой и второй ротационных форсунок.

26. Способ по любому из пп.22-25, отличающийся тем, что перекрывают путь передачи давления в первой камере сгорания к первому компоненту ракетного топлива и/или указанной части указанного второго компонента ракетного топлива.

27. Способ по любому из пп.22-26, отличающийся тем, что перекрывают путь передачи давления во второй камере сгорания к указанной части указанного второго компонента ракетного топлива.

28. Способ по любому из пп.22-27, отличающийся тем, что первый и второй компоненты ракетного топлива сжигают в первой камере частично.

29. Способ по любому из пп.22-28, отличающийся тем, что во вторую камеру сгорания вводят часть потока из первой камеры сгорания.

30. Способ по любому из пп.22-29, отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть потока на выходе указанной первой камеры сгорания выводят через турбину.

31. Способ по п.30, отличающийся тем, что посредством указанной турбины приводят во вращение, по меньшей мере, одно из указанных, по меньшей мере, одно первое ротационное сопло, по меньшей мере, один второй ротационный сопловой канал и, по меньшей мере, один третий ротационный сопловой канал.

32. Ротор для ракетного двигателя, отличающийся тем, что он содержит первую полую часть вала, имеющую ось вращения и выполненную с возможностью поступления в нее первого компонента жидкого ракетного топлива через ее первый торец, по меньшей мере, один первый ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с ее внутренней полостью, кольцевой канал, окружающий, по меньшей мере, часть первой полой части вала и выполненный с возможностью поступления в него второго компонента жидкого ракетного топлива через его первый торец, по меньшей мере, один второй ротационный сопловой канал, связанный с указанной первой полой частью вала и сообщающийся с кольцевым каналом, вторую полую часть вала, своим первым торцом связанную со вторым торцом первой полой части вала и своей внутренней полостью сообщающуюся с внутренней полостью первой полой части вала, и, по меньшей мере, один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся с внутренней полостью второй полой части вала.

33. Ротор по п.32, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один второй центробежный гидравлический затвор, содержащий второй канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через указанный второй канал по его длине, причем указанный второй канал на входе сообщается с кольцевым каналом, на выходе - с указанным, по меньшей мере, одним вторым ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении второго центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке указанного второго канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода указанного второго канала.

34. Ротор по любому из пп.32-33, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один первый центробежный гидравлический затвор и/или, по меньшей мере, один третий центробежный гидравлический затвор, первый центробежный гидравлический затвор содержит первый канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через указанный первый канал по его длине, причем указанный первый канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, на выходе - по меньшей мере, с одним из следующих элементов: указанным, по меньшей мере, одним первым ротационным сопловым каналом, внутренней полостью второй полой части вала и указанным, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении первого центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке указанного первого канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода указанного первого канала, третий центробежный гидравлический затвор содержит третий канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через указанный третий канал по его длине, причем указанный третий канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, а на выходе - с указанным, по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении третьего центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке указанного третьего канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода указанного третьего канала.

35. Ротор по любому из пп.32-34, отличающийся тем, что он содержит первый активатор, сообщающийся с внутренней полостью первой полой части вала, и/или второй активатор, расположенный, по меньшей мере, в части указанного кольцевого канала, причем указанные первый и второй активаторы расположены концентрично относительно указанной оси вращения.

36. Ротор по любому из пп.32-35, отличающийся тем, что внутренняя полость второй полой части вала содержит, по меньшей мере, один первый паз, сообщающийся с указанным, по меньшей мере, одним первым ротационным сопловым каналом и/или указанным, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом.

37. Ротор по любому из пп.32-36, отличающийся тем, что внутренняя полость указанной второй полой части вала содержит, по меньшей мере, один второй паз, сообщающийся с указанным, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом в непосредственной близости ко второму торцу второй полой части вала.

38. Ротор по п.37, отличающийся тем, что указанные, по меньшей мере, один первый паз и, по меньшей мере, один второй паз выполнены с возможностью распределения потока указанного первого компонента ракетного топлива между указанными, по меньшей мере, одним первым ротационным сопловым каналом и, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом.

39. Ротор по любому из пп.32-38, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, одну турбинную лопатку, связанную, по меньшей мере, с одной из первой полой части вала и второй полой части вала.

40. Ротор по любому из пп.32-39, отличающийся тем, что он содержит вкладыш вала, расположенный во второй полой части вала, причем один торец указанного вкладыша закрыт, а второй торец расположен в непосредственной близости ко второму торцу второй полой части вала.

41. Ротор для ракетного двигателя, отличающийся тем, что он содержит первую полую часть вала, имеющую ось вращения и выполненную с возможностью поступления в нее первого компонента жидкого ракетного топлива через ее первый торец, по меньшей мере, один первый ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с ее внутренней полостью, вторую полую часть вала, своим первым торцом связанную со вторым торцом первой полой части вала и своей внутренней полостью сообщающуюся с внутренней полостью первой полой части вала, и, по меньшей мере, один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся с внутренней полостью второй полой части вала.

42. Ротор по п.41, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один первый центробежный гидравлический затвор и/или, по меньшей мере, один третий центробежный гидравлический затвор, первый центробежный гидравлический затвор содержит первый канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через указанный первый канал по его длине, причем указанный первый канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, на выходе - по меньшей мере, с одним из следующих элементов: указанным, по меньшей мере, одним первым ротационным сопловым каналом, внутренней полостью второй полой части вала и указанным, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении первого центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке указанного первого канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода указанного первого канала, третий центробежный гидравлический затвор содержит третий канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через указанный третий канал по его длине, причем указанный третий канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, а на выходе - с указанным, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении третьего центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке указанного третьего канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода указанного третьего канала.

43. Ротор по любому из пп.41-42, отличающийся тем, что он содержит первый активатор, сообщающийся с внутренней полостью первой полой части вала, и/или второй активатор, расположенный, по меньшей мере, в части указанного кольцевого канала, причем указанные первый и второй активаторы расположены концентрично относительно указанной оси вращения.

44. Ротор по любому из пп.41-43, отличающийся тем, что внутренняя полость второй полой части вала содержит, по меньшей мере, один первый паз, сообщающийся с указанным, по меньшей мере, одним первым ротационным сопловым каналом и/или указанным, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом.

45. Ротор по любому из пп.41-44, отличающийся тем, что внутренняя полость указанной второй полой части вала содержит, по меньшей мере, один второй паз, сообщающийся с указанным, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом в непосредственной близости ко второму торцу второй полой части вала.

46. Ротор по п.45, отличающийся тем, что указанные, по меньшей мере, один первый паз и, по меньшей мере, один второй паз выполнены с возможностью распределения потока указанного первого компонента ракетного топлива между указанными, по меньшей мере, одним первым ротационным сопловым каналом и, по меньшей мере, одним третьим ротационным сопловым каналом.

47. Ротор по любому из пп.41-46, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, одну турбинную лопатку, связанную, по меньшей мере, с одной из первой полой части вала и второй полой части вала.

48. Ротор по любому из пп.41-47, отличающийся тем, что он содержит вкладыш вала, расположенный во второй полой части вала, причем один торец указанного вкладыша закрыт, а второй торец расположен в непосредственной близости ко второму торцу второй полой части вала.

49. Ракетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит первую камеру сгорания и вторую камеру сгорания, сообщающуюся с выходом первой камеры сгорания, причем первая камера сгорания имеет оболочку, по меньшей мере, частично окруженную первым кольцевым каналом, а вторая камера сгорания имеет оболочку, по меньшей мере, частично окруженную вторым кольцевым каналом, в оболочке первой камеры сгорания выполнено, по меньшей мере, одно первое отверстие, в оболочке второй камеры сгорания выполнено, по меньшей мере, одно второе отверстие, а указанные первый и второй кольцевые каналы расположены сообщающимися с возможностью направления первой части потока, образующегося в первой камере сгорания при работе двигателя, через указанные, по меньшей мере, одно первое отверстие, первый и второй кольцевые каналы и, по меньшей мере, одно второе отверстие во вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения оболочки второй камеры сгорания.

50. Ракетный двигатель по п.49, отличающийся тем, что между первой и второй камерами сгорания расположен участок сужения проходного сечения на пути второй части указанного потока из первой камеры сгорания во вторую камеру сгорания, выполненный с обеспечением достижения в первой камере сгорания в зоне указанного, по меньшей мере, одного первого отверстия давления, превышающего давление во второй камере сгорания в зоне указанного по меньшей мере, одного второго отверстия.

51. Ракетный двигатель по любому из пп.49-50, отличающийся тем, что участок сужения проходного сечения содержит турбину, расположенную сообщающейся своим входом с выходом первой камеры сгорания и своим выходом - со второй камерой сгорания с возможностью вращения при прохождении через нее, по меньшей мере, части второй части потока из первой камеры сгорания.

52. Ракетный двигатель по любому из пп.49-51, отличающийся тем, что он содержит источник первого компонента ракетного топлива, расположенный сообщающимся с первой камерой сгорания и первым кольцевым каналом с возможностью направления части первого компонента ракетного топлива в первый кольцевой канал, второй кольцевой канал и затем через указанное, по меньшей мере, одно второе отверстие во вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения оболочки второй камеры сгорания.

53. Ракетный двигатель по любому из пп.49-52, отличающийся тем, что он содержит источник второго компонента ракетного топлива, расположенный сообщающимся с первой камерой сгорания с возможностью направления первой части второго компонента ракетного топлива в первую камеру сгорания, а остальной второй части второго компонента ракетного топлива - во вторую камеру сгорания с обеспечением горения в первой камере сгорания при меньшей температуре, чем во второй камере сгорания.

54. Ракетный двигатель по п.53, отличающийся тем, что источник второго компонента ракетного топлива связан со второй камерой сгорания с возможностью ввода указанной второй части второго компонента ракетного топлива в среднюю часть второй камеры сгорания с обеспечением отделения области горения первой части второй части потока из первой камеры сгорания от оболочки второй камеры сгорания посредством потока, выбранного из группы, состоящей из второй части указанной второй части потока от первой камеры сгорания и указанной первой части потока от первой камеры сгорания.

55. Способ охлаждения ракетного двигателя, отличающийся тем, что в первой камере сгорания, имеющей оболочку с выполненным в ней, по меньшей мере, одним первым отверстием, сообщающимся с первой областью снаружи оболочки первой камеры сгорания, осуществляют частичное сжигание нескольких компонентов ракетного топлива с образованием в первой камере сгорания потока, первую часть указанного потока направляют из первой камеры сгорания во вторую камеру сгорания, имеющую оболочку с выполненным в ней, по меньшей мере, одним вторым отверстием, сообщающимся со второй областью снаружи оболочки второй камеры сгорания, сообщающейся с первой областью снаружи указанной оболочки первой камеры сгорания, а вторую часть потока из первой камеры сгорания направляют через указанное, по меньшей мере, одно первое отверстие в первую область с обтеканием наружной поверхности, по меньшей мере, части оболочки первой камеры сгорания, далее во вторую область с обтеканием наружной поверхности, по меньшей мере, части оболочки второй камеры сгорания и через указанное, по меньшей мере, одно второе отверстие в указанную вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения указанной оболочки второй камеры сгорания.

56. Способ по п.55, отличающийся тем, что первую часть потока из первой камеры сгорания направляют в указанную вторую камеру сгорания через участок сужения проходного сечения потока с достижением в первой камере сгорания в зоне указанного, по меньшей мере, одного первого отверстия давления, превышающего давление во второй камере сгорания в зоне указанного второго отверстия.

57. Способ по любому из пп.55-56, отличающийся тем, что указанные компоненты ракетного топлива включают горючее и окислитель, которые вводят в первую камеру сгорания при отношении горючего к окислителю, соответствующем, по существу, богатой горючим смеси по сравнению со стехиометрическим соотношением.

58. Способ по п.57, отличающийся тем, что первую часть горючего вводят в первую камеру сгорания, а вторую часть горючего вводят в первую область снаружи оболочки первой камеры сгорания.

59. Способ по любому из пп.57-58, отличающийся тем, что во вторую камеру сгорания вводят, по меньшей мере часть окислителя и посредством ввода во вторую камеру сгорания указанной части окислителя изменяют режим течения и/или структуру смеси первой части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.

60. Способ по любому из пп.55-59, отличающийся тем, что посредством ввода во вторую камеру сгорания второй части потока из первой камеры сгорания через указанное, по меньшей мере, одно второе отверстие изменяют режим течения и/или структуру смеси первой части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.

РИСУНКИ