Жидкостный ракетный двигатель
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом окислителя, соединенный газоводом с камерой сгорания, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной и газогенератор горючего, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводом, содержащим пусковой клапан с выходом из основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя. Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД и обеспечение его многократного запуска. 16 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, преимущественно первых ступеней ракет и направлено на улучшение управления ракетой, на которой он установлен, и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета, точности попадания, неуязвимости и т.д.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г, который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.
Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов, регуляторов и обвязывающих трубопроводов и как следствие большой вес, низкая надежность, а также проблемы при запуске и выключении двигателя.
Известен ЖРД, содержащий камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, таже он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.
Недостатками этой конструкции является следующее.
1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200…250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. киловатт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины.
2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.
3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.
4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.
Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требует иметь мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).
Задачей создания изобретения является улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и обеспечение многоразового запуска ЖРД, в первую очередь ЖРД первых ступеней ракет.
Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной, и газогенератор горючего, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводами, содержащими пусковые клапаны с выходами из основной турбины и второй основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.
Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, два верхних коллектора в верхней части цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из второго верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторе установлено, по меньшей мере, по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторах одинаковое, в системе управления выполнен коммутатор, соединенный электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств. К пусковой турбине присоединен как минимум один внешний баллон воздуха высокого давления трубопроводом высокого давления через клапан. Жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты и камера сгорания могут быть установлены в одной плоскости симметрично относительно продольной оси камеры сгорания и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса. На камере сгорания может быть выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.
Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.
Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.
Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…6, где
- на фиг.1 приведена схема ЖРД,
- на фиг.2 приведена схема ЖРД многоразового запуска,
- на фиг.3 приведена схема коммутации запальных устройств,
- на фиг.4 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,
- на фиг.5 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,
- на фиг.6 приведена схема системы управления по углу крена.
Жидкостный ракетный двигатель ЖРД (фиг.1…6) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3 и турбонасосный агрегат горючего 4, закрепленные на камере сгорания 1 при помощи тяг 5.
Камера сгорания 1 (фиг.1) содержит головку 6 и цилиндрическую часть 7, сопло 2 содержит сужающуюся часть 8 и расширяющуюся часть 9 с нижним коллектором 10. На камере сгорания 1 выполнены два верхних коллектора соответственно первый 11 и второй 12.
Как сужающаяся 8, так и расширяющаяся 9 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки: внутреннюю стенку 13 и наружную стенку 14 с зазором 15 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 15 сообщается с полостью нижнего коллектора 10.
Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит основную турбину 16, насос окислителя 17, дополнительный насос окислителя 18, пусковую турбину 19, к которой присоединена выхлопная труба 20. Соосно с ТНА окислителя 3 установлен и закреплен газогенератор окислителя 21, который газоводом 22 соединен с головой 6 камеры сгорания 1. Газовод 22 может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами для минимизации потерь давления «кислого» газа. ТНА окислителя 3 имеет установленный на его валу 23 датчик частоты вращения 24.
Турбонасосный агрегат горючего 4 содержит основную турбину 25, насос горючего 26, вторую пусковую турбину 27, к которой присоединена выхлопная труба 28. Соосно с ТНА горючего 4 установлен и закреплен газогенератор горючего 29, который трубопроводом газифицированного горючего 30 соединен с первым верхним коллектором 11 камеры сгорания 1. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным для минимизации потерь давления в нем. ТНА горючего 4 имеет установленный на валу 31 датчик частоты вращения 32.
Внутри камеры сгорания 1 (фиг.1) выполнены наружная плита 33, средняя плита 34 и внутренняя плита 35 с зазорами (полостью) между ними 36 и 37. Полость 36 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 11, полость 37 - с полостью второго верхнего коллектор 12. Внутри головки 6 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 38 и форсунки горючего 39. Форсунки окислителя 38 сообщают полость 40 с внутренней полостью 41 камеры сгорания 1. Форсунки горючего 39 сообщают полость 37 с внутренней полостью 41.
К нижнему коллектору 10 подключен трубопровод горючего 42, на котором установлен первый клапан горючего 43, вход которого трубопроводом горючего 42 соединен с выходом насоса горючего 26. Выход из второго верхнего коллектора 11 соединен топливопроводом высокого давления 44, содержащим клапан высокого давления горючего 45, с газогенератором горючего 29, конкретно с его коллектором 46. Выход из насоса горючего 26 трубопроводом 47, содержащим регулятор расхода горючего 48 с приводом 49 и клапан горючего высокого давления 50, соединен с газогенератором окислителя 21. Выход из насоса окислителя 17 трубопроводом окислителя 51 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 18 и трубопроводом окислителя 52 через клапан окислителя 53 соединен с газогенератором окислителя 21. К газогенератору горючего 29 подключен трубопровод окислителя 54, содержащий регулятор расхода окислителя 55 с приводом 56 и второй клапан окислителя 57. Дополнительный насос окислителя 18 перекачивает 7…10% от всего расхода окислителя с очень высоким давлением.. Насос горючего 26 создает очень высокое давление (до 1000…1200 атм для всего расхода горючего, что достигается применением многоступенчатого насоса (на фиг.1 приведен насос горючего 26 с двумя ступенями, но возможно применение 3-х и более ступеней насоса).
Газогенератор окислителя 21 имеет внутреннюю кольцевую полость 58 и размещен между первой основной турбиной 16 и насосом окислителя 17. Газогенератор окислителя 17 имеет форсунки окислители и горючего, соответственно 59 и 60, газогенератор горючего 29 - тоже форсунки окислителя и горючего 61 и 62. На головке 6 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 63 (фиг.1 и 2), на газогенераторе окислителя 21 - запальные устройства 64 (пирозапальники с электровоспламенением или химические средства воспламенения), на газогенераторе горючего 29 - запальные устройства 65.
Особенностью заявляемого ЖРД является то, что выполнено как минимум по две группы запальных устройств 63…65 на камере сгорания 1 и на газогенераторах 21 и 29. Далее для примера описан ЖРД, который может быть запущен три раза: один - на земле при помощи первой группы запальников (серая тонировка на фиг.3) и два - в полете.
На ЖРД установлен бортовой компьютер 66, к которому электрическими связями 67 присоединены все клапаны и регуляторы, а также запальные устройства.
ЖРД содержит источник электроэнергии 68, который силовым кабелем 69 соединен с коммутатором 70, выполненным с возможностью переключения групп запальных устройств 63…65 на камере сгорания 1 и газогенераторах 21 и 29 (соответственно числу планируемых запусков ЖРД).
К бортовому компьютеру 66 электрическими связями 67 подключены коммутатор 70 и первый клапан горючего 43, второй клапан горючего 50, клапан окислителя 53, привод 49 регулятора расхода горючего 48, клапан высокого давления горючего 47, второй клапан горючего 50, привод 56 регулятора расхода окислителя 55 и клапан высокого давления окислителя 57, а также запальные устройства 63…65 и датчики частоты вращения 24 и 32.
На газоводе 22 на оси камеры сгорания 1 установлен центральный шарнир подвески 71, который может быть выполнен либо цилиндрическим, либо сферическим. Это обеспечит качание ЖРД или в одной или в двух плоскостях для управления вектором тяги. Для обеспечения управления вектором тяги к камере сгорания 1 прикреплено силовое кольцо 72 с одной или двумя парами цапф 73 (фиг.1, 3 и 4).
ЖРД содержит внешний баллон сжатого воздуха (газа) 74, с которым соединен внешним трубопроводом высокого давления 75, имеющим клапан 76, быстроразъемное соединение 77, бортовой трубопровод 78, имеющий обратный клапан 79. Бортовой трубопровод 78 соединен с входным корпусом 80 пусковой турбины 19. Вторая пусковая турбина содержит корпус-газогенератор 81, имеющий форсунки окислителя и горючего, соответственно 82 и 83.
К корпусу-газогенератору 81 второй пусковой турбины 27 присоединен трубопровод 84 с клапаном 85, другой конец которого подсоединен к выходу из основной турбины 16. Также к корпусу-газогенератору 81 присоединен трубопровод 86 с клапаном 87. Это является одной из особенностей заявленного ЖРД. Применение такой схемы, обеспечивающей очень высокую температуру продуктов сгорания на входе во вторую пусковую турбину 27 позволит получить большую мощность второй пусковой турбины 27 при меньшем расходе через нее рабочего тела, т.е. улучшить весовые характеристики ЖРД.
Кроме того, к пусковой турбине 19 (фиг.2) может быть присоединен, по меньшей мере один трубопровод высокого давления 88, содержащий клапан 89 и бортовой баллон сжатого воздуха 90. Это выполнено для обеспечения его многократного запуска ЖРД в полете.
Такая схема обеспечивает многоразовое включения ЖРД и обеспечение его первого запуска от внешних баллонов сжатого воздуха. Кроме того, это уменьшит вес ЖРД и ракеты, на которой он установлен. Под внешним расположением подразумевается установка баллонов сжатого воздуха (газа) и соответствующих трубопроводов на земле или на орбитальной станции при запуске ракеты с нее. На фиг.1 приведена линия разъема.
К коллектору горючего 10 может подключен продувочный трубопровод 91 с клапаном продувки 92. Клапан продувки 92 электрической связью 67 соединен с бортовым компьютером 66.
Центральный шарнир 71, выполненный на газоводе 22 на продольной оси камеры сгорания 1, закреплен на силовой раме 93. К силовой раме 93 прикреплены приводы качания 94. В качестве привода качания 94 целесообразно использовать пневмоцилиндр 95 (или гидроцилиндр), который крепится к силовой раме 93 и к цапфам 73 либо цилиндрическими шарнирами 96 (фиг.3), либо сферическими шарнирами 97 - фиг.4.
Газогенератор окислителя 21 может быть установлен между первой основной турбиной 16 и насосом окислителя 17. Газогенератор горючего 29 может быть установлен над второй основной турбиной 25. Боковая стенка 98 газогенератора горючего 29 может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю 99 и внешнюю 100 оболочки с зазором 101 между ними.
Выход насоса окислителя 16 трубопроводом 102 соединен с входом в дополнительный насос окислителя 18 (фиг.1 и 2).
ЖРД оборудован системой управления по углу крена (фиг.6) и содержит не менее двух блоков сопел крена 103 с оппозитно установленными соплами крена 104 и два трехходовых крана 105 и 106. Питание кислым газом блоков сопел крена 103 осуществляется при помощи трубопровода 107, вход которого соединен с трубопроводом 84, а выход с входом в трехходовой кран 106. Трубопровод 107 содержит сильфон 108. К выходу из трехходового крана 105 присоединены два трубопровода 109, другие концы которых соединены с парой сопел крена 104. Питание газифицированным горючим блоков сопел крена 103 осуществляется при помощи трубопровода 110, вход которого соединен с трубопроводом 84, а выход с входом в трехходовой кран 106. Трубопровод 110 содержит сильфон 111. К выходу из трехходового крана 106 присоединены два трубопровода 112, другие концы которых соединены с парой сопел крена 104.
Первый запуск ЖРД осуществляется следующим образом.
Открывают клапан 76 и сжатый воздух(газ) из внешнего баллона сжатого воздуха 74 по внешнему трубопроводу 78 поступает в первую и вторую пусковые турбины 19 и 27 и раскручивает валы 23 и 31. Датчики частоты вращения 24 и 32 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают первый клапан горючего 43, клапан окислителя 53, клапан высокого давления горючего 45, второй клапан горючего 50, клапан высокого давления окислителя 57. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 21 и 29. Потом с бортового компьютера 66 по линии связи 67 подают сигнал на коммутатор 70 и он подает напряжение по силовому кабелю 69 на запальные устройства 63…65 первых групп. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторах 21 и 29, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором - с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 41, где воспламеняются при помощи запальных устройств 63. Горючее перед этим нагревается в зазоре 15, охлаждая внутреннюю стенку 13 сопла 2 и его температура повышается до 700…900°С в газогенераторе горючего 29, но уменьшается до 300…500°С во второй основной турбине 25.
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляет регулятор расхода горючего 48 и регулятор расхода окислителя 55 синхронно при помощи приводов 48 и 56, используя сигналы с компьютера 66, передаваемые по электрическим связям 67.
Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания 94. Приводы качания могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух ТНА 3 и 4 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3 и 4 и вращение валов 23 и 31 в разные стороны повышают точность управления ракетой, так как исключают влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.
Управление ракетой по углам крена осуществляется при помощи двух трехходовых кранов 105 и 106, переключением подачи компонентов ракетного топлива на одно из двух сопел крена 104 блока сопел крена 103 (фиг.6).
Схема ЖРД обеспечивает его многократное включение, на фиг.1 и 2 приведен пример ЖРД, выполненного с возможностью трехкратного включения.
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 92 и инертным газом продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.
Применение изобретения позволит следующее.
Значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес, за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, более высокое давление в камере сгорания и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания.
Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.
Многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что пока не принято в мировой практике ракетостроения.
Уменьшить вес ЖРД за счет применения для работы второй пусковой турбины высокотемпературных продуктов сгорания.
Улучшить управляемость вектором тяги за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения двух ТНА, имеющих вес соизмеримый с весом камеры сгорания, и обеспечить эффективное, надежное и с минимальным расходом компонентов ракетного топлива управление по углам крена.
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения приоритета в мирном освоении космоса и обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции в 5…10 раз, при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности.
1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий, в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, отличающийся тем, что он дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной и газогенератор горючего, газогенератор горючего конструктивно совмещен с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводами, содержащими пусковые клапаны с выходами из основной турбины и второй основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, два верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из второго верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с первым верхним коллектором.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания и газогенераторе установлено по меньшей мере по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторах одинаковое, в системе управления выполнен коммутатор, соединенный электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств.
4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что к пусковой турбине присоединены как минимум один баллон воздуха высокого давления с трубопроводом и клапаном.
5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания.
6. Жидкостный ракетный двигатель по п.5, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим.
7. Жидкостный ракетный двигатель по п.5, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.
8. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером.
9. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты и камера сгорания установлены в одной плоскости симметрично относительно продольной оси камеры сгорания и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания.
10. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.
11. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса.
12. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.
13. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя.
14. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной.
15. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами.
16. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.
17. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.
