Устройство и способ привода насоса ракетного двигателя посредством двигателя внутреннего сгорания



Устройство и способ привода насоса ракетного двигателя посредством двигателя внутреннего сгорания
Устройство и способ привода насоса ракетного двигателя посредством двигателя внутреннего сгорания
Устройство и способ привода насоса ракетного двигателя посредством двигателя внутреннего сгорания

 


Владельцы патента RU 2477382:

АСТРИУМ САС (FR)

Изобретение относится к области привода ракетного двигателя. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя (16) космического летательного аппарата, которое включает в себя двигатель внутреннего сгорания (1a, 1b) аэробного типа, работающий на смеси окислителя топлива, топлива типа воздуха, углеводорода и питание которого окислителем топлива и топливом осуществляется с помощью баков и контура, отделенных от баков (3) проперголей для ракетного двигателя (16). Изобретение может применяться в устройстве питания ракетного двигателя, которое содержит, по крайней мере, два насоса, каждый из которых оборудован устройством, согласно изобретению, и средства управления (8, 9) двигателями внутреннего сгорания привода насосов, адаптированные для независимого изменения рабочих параметров этих двигателей с тем, чтобы регулировать также независимо скорости вращения насосов. Изобретение обеспечивает повышение надежности привода для насосов эрголей, запуск в полете и многократное использование на силовых установках. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение касается устройства и способа привода насоса ракетного двигателя посредством двигателя внутреннего сгорания.

Технической областью использования настоящего изобретения является область силовых ракетных установок, способных развивать большую тягу, которая необходима ракете-носителю.

В этой области техники существуют в зависимости от физического состояния применяемых эрголей три группы технологий, а именно силовая установка на твердом топливе, в которой эрголь хранится в камере сгорания; силовая установка на жидком топливе, которая может применять один, два и даже больше эрголей и в которой нужно перемещать эрголи из баков хранения в камеру сгорания; и, наконец, силовая установка на гибридном топливе, которая использует жидкий эрголь и твердый эрголь и в которой надо перемещать жидкий эрголь в камеру сгорания, в которой уже хранится твердый эрголь.

Настоящее изобретение более конкретно касается устройств перемещения жидких эрголей в камеру сгорания, а более конкретно привода этого перемещения.

Для создания большой тяги ракетные двигатели должны работать с повышенным давлением порядка нескольких десятков бар, например, как это имеет место в случае двигателей Ariane - в диапазоне от 30 до 50 бар, и при повышенном расходе вещества.

В случае силовой установки на жидком топливе, именно система питания эрголем должна обеспечить этот расход и это давление. Для осуществления питание под давлением применяются обычно два следующих средства: непосредственное создание давления в баках с эрголями и нагнетание насосами из бака низкого давления.

Преимуществом первого решения является простота, но тем не менее оно требует применения баков, способных выдерживать повышенные давления, что в свою очередь приводит к проблемам массы и безопасности. На практике это решение используется для двигателей малой мощности, таких, например, как двигатели контроля пространственного положения или верхние ступени ракет-носителей, когда применение внешнего средства повышения давления не представляется по какой-то причине привлекательным.

Второе решение требует применения специальных насосов, способных создавать повышенные расходы, требуемые двигателями. Этот расход, связанный с большим увеличением требуемого давления, приводит к применению насосов значительной мощности, от нескольких сотен киловатт до нескольких мегаватт.

В современных и ранних конструкциях ракет-носителей привод этих насосов осуществляется, как правило, при помощи центробежных турбинных двигателей, применяющих в основном те же самые эрголи, что и основной двигатель.

Эти центробежные турбины приводятся во вращение посредством горячих газов. Эти горячие газы получаются в результате отбора из ракетного двигателя части эрголей и их сжигания в специальной небольшой камере сгорания. Эти горячие газы могут производиться также газогенератором, в качестве которого часто используется небольшой ракетный двигатель твердого топлива.

Узел центробежной турбины и насоса называется турбонасосом. Турбонасос представляет собой устройство сложной и достаточно уязвимой конструкции, так как он должен передавать очень высокие мощности порядка нескольких мегаватт, за счет применяемых в нем очень высоких скоростей вращения, находящихся, например, в пределах от 10000 до 30000 об/мин, которые приводят к чрезвычайно высоким механическим напряжениям в материалах.

Впрочем, использование в качестве привода турбины горячих газов, выходящих из камеры сгорания, приводит к очень высоким температурам на стороне турбины, а также к значительным температурным градиентам в трансмиссионных валах между турбиной и насосом.

Указанный термический градиент еще более возрастает в том случае, когда эрголи являются криогенными, так как при этом температура со стороны насоса достигает порядка нескольких десятков градусов Кельвина, тогда как в нескольких всего сантиметрах, температура центробежной турбины двигателя доходит до более чем 1000 градусов Цельсия.

И, наконец, ввиду наличия указанных экстремальных условий работы запуск турбонасоса представляется достаточно сложным при охлаждении с одной стороны, при нагреве с другой, и достаточно плавном приведении во вращение узла во избежание образования еще более высокого переходного градиента, способного привести к разрыву турбонасоса.

И, наконец турбонасос является устройством очень дорогим, отличается небольшим сроком службы и используется на ракетах-носителях классического типа, срок службы которых измеряется буквально минутами.

На ракетах-носителях многократного использования, таких, например, как челночный космический аппарат, турбонасосы приходится заменять практически после каждого полета, что сопряжено с большими затратами на техническое обслуживание.

Техническое решение по замене турбонасоса подробно описано в патенте США за номером US 6457306.

В указанном патенте предлагается в частности заменить приводную турбину насоса электродвигателем, питание которого предполагается осуществлять посредством аккумуляторных батарей.

При этом отпадает необходимость в применении небольшого ракетного двигателя для привода турбины, расходуется меньше эрголя, не возникают больше чрезмерно высокие температурные градиенты, а весь узел становится более надежным и более подходящим для использования в ракетах-носителях многократного использования.

Появляется, кроме того, возможность регулирования вращения электродвигателя и за счет этого изменения расходов эрголей, а следовательно, и возможность удобного изменения реактивной тяги, а также и возможность более легкого управления запуском насоса, чтобы избежать повышенных переходных градиентов.

Вместе с тем, источник энергии, питающий двигатель, должен быть способным мощность, исчисляемую в мегаваттах, на стадии тяги, что приведет в свою очередь к появлению проблем, связанных с весом и повышенными габаритами этого источника энергии и средств питания электродвигателя.

В итоге и сам узел аккумулирования энергии, и двигатель получаются очень тяжелыми.

Целью настоящего изобретения является предоставление простого и надежного привода для насоса эрголей, способного запускаться в полете и в частности пригодного для применения на силовых установках многократного использования.

С этой целью в настоящем изобретении предлагается заменить турбинный двигатель насоса или электродвигатель простым устройством, не зависящим от эрголей, включение в работу которого и его регулирование не будет в частности зависеть от работы всей силовой установки летательного аппарата и предусмотреть для этого двигатель внутреннего сгорания.

Более точно, в настоящем изобретении предлагается приводное устройство насоса ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающееся тем, что оно включает в себя двигатель внутреннего сгорания аэробного типа, работающий на смеси окислителя топлива, топлива типа воздуха, углеводорода и питание которого окислителем топлива и топливом осуществляется с помощью баков и контура, отделенных от баков с ракетным топливом для ракетного двигателя.

В рассматриваемом случае применение подобного окислителя топлива, обычно неиспользуемого в космической технике по причине непригодности массы азота для горения, является предпочтительным, так как позволяет применить двигатель внутреннего сгорания аэробного типа, который уже прошел испытания в наземной области, сохраняя при этом рабочие параметры такого двигателя.

Более конкретно, окислитель топлива, необходимый для указанного двигателя внутреннего сгорания, содержится в баке под давлением, соединенным с указанным двигателем посредством редукционного клапана. Окислитель топлива, преимущественно, состоит из воздуха, обогащенного кислородом или воздуха, обогащенного азотистым газом.

Предпочтительно топливо является жидким углеводородом.

Согласно первому варианту, топливо является керосином, соответствующим, например, американскому стандарту ASTM D1655 и его различным редакциям, а согласно второго варианта - бензином, например, как он определен в статье 19 правил FIA (международной автомобильной федерации) от 2007 года или стандарте EN 228.

В соответствии с первым, дающим преимущества вариантом осуществления изобретения, двигатель внутреннего сгорания является поршневым двигателем.

В соответствии с альтернативным вариантом осуществления изобретения, указанный двигатель внутреннего сгорания является двигателем с осевой турбиной и компрессор.

Преимущественно, указанный двигатель с осевой турбиной является вертолетным двигателем.

Настоящее изобретение касается также устройства привода насоса питания ракетного двигателя, которое содержит электрический стартер для указанного двигателя внутреннего сгорания.

Предпочтительно, указанный двигатель внутреннего сгорания содержит контур охлаждения, работающий в режиме замкнутого контура посредством теплообменника, установленного на трубопроводе подвода эрголей ракетного двигателя.

Настоящее изобретение предусматривает также устройство питания ракетного двигателя, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, два насоса, каждый из которых оснащен приводным устройством согласно настоящему изобретению, и средства управления двигателями внутреннего сгорания, привода насосов, выполненных с возможностью независимого изменения рабочих параметров указанных двигателей с тем, чтобы независимо регулировать скорости вращения насосов, и, кроме того, изобретение предусматривает способ пуска в действие и питания ракетного двигателя посредством насосов, оборудованных, по меньшей мере, одним приводным устройством согласно настоящему изобретению, отличающийся тем, что он содержит:

- этап запуска двигателя внутреннего сгорания указанного, по меньшей мере, одного устройства на высоте поджига ракетного двигателя и охлаждения насоса, связанного с двигателем внутреннего сгорания,

- этап открытия задвижек баков с эрголями для ракетного двигателя параллельно с выводом на номинальный режим работы двигателя внутреннего сгорания,

- этап пуска насосов за счет давления в баках с эрголями и начала питания ракетного двигателя,

- регулирование расхода насосов путем регулирования режима вращения одного или нескольких двигателей внутреннего сгорания привода насосов.

Настоящее изобретение может в частности найти применение в ракетах-носителях многократного использования и применяться в частности на космическом самолете, то есть на ракете-носителе, способной взлетать с земли как самолет, а затем покинуть атмосферу земли с тем, чтобы выйти в открытый космос.

В космосе, на указанных космических самолетах используется анаэробная силовая установка типа ракетного двигателя. Для полета в атмосфере на них используются такие аэробные силовые установки как реактивные двигатели.

Настоящее изобретение позволяет снабдить насосы ракетного двигателя космического самолета надежным и испытанным приводным устройством, использующим окислитель топлива и топливо, которое можно легко как применить, так и производить, причем это устройство остается достаточно легким по весу, чтобы он мог быть установлен на борту космического самолета.

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут более понятными после ознакомления с приведенным ниже описанием примера реализации, не носящим какого-либо ограничительного характера, сопровождаемого чертежами, на которых:

на фиг.1: представлено схематическое изображение принципа устройства согласно настоящему изобретению;

на фиг.2: представлен пример размещения устройства согласно настоящему изобретению на космическом самолете;

на фиг.3: представлена деталь фиг.2.

На фиг.1 схематически показано использование двигателя внутреннего сгорания 1 типа поршневого двигателя для привода насоса 2 питания ракетного двигателя космического самолета.

В подобном летательном аппарате ракетная силовая установка используется только после полета в режиме самолета.

Но двигатель внутреннего сгорания согласно настоящему изобретению 1 мог бы использоваться для любого применения ракетного двигателя, причем независимо от того идет ли речь о ступени ракеты-носителя или о межпланетном летательном аппарате или о спутнике, в той мере, однако, в которой имеется необходимость замены привода на основе турбонасоса центробежной турбиной.

Как это показано на фиг.1, двигатель внутреннего сгорания 1 присоединен к оси центробежного насоса 2 посредством вала 20 через соединительную муфту 21 известного типа, применяемого в двигателях внутреннего сгорания.

Двигатель внутреннего сгорания аэробного типа используется на стадии полета без атмосферы и его питание осуществляется топливом посредством бака 4, установленного вблизи от двигателя. Что касается окислителя топлива, то снабжение им двигателя осуществляется из бака 5 сжатого воздуха и снабженного редукционным клапаном 6.

Таким образом, за счет использования бака сжатого воздуха и редукционного клапана имитируется аэробная среда.

Сжатый воздух может быть при необходимости заменен воздухом, обогащенным кислородом или азотистым газом, что позволит повысить располагаемую мощность и уменьшить полетную массу, но потребует замены настройки рабочей термодинамической точки двигателя или потребует применения газа, содержащего кислород, без изменения, однако, полетной массы.

Последовательность работы и поджига ракетного двигателя следующая.

При достижении высоты поджига ракетного двигателя происходит запуск двигателя внутреннего сгорания стартером 7 типа электрического стартера. Одновременно с этим, насос 2 переходит в режим охлаждения и подключается к двигателю. Задвижки 10 баков 3 ракетного двигателя в этом случае открыты, эрголи заполняют насос по входящему трубопроводу 14 и параллельно двигатель 1 переводится в свой рабочий номинальный режим посредством средств регулирования 8, 9. Давление в баках 3 включает насосы 2 и топливо начинает поступать в ракетный двигатель по выходному трубопроводу 15 насоса.

После исчерпания запаса эрголей двигатель внутреннего сгорания привода насоса или насосов останавливается.

Замена центробежной турбины турбонасоса, приводимой во вращение газогенератором, двигателем внутреннего сгорания, присоединенным к насосу посредством вала и соединительной муфты, позволяет решить проблемы запуска турбины, обычно осуществляемым чаще всего с помощью пиротехнических средств.

Использование двигателя, питание которого осуществляется из собственных баков топлива и окислителя топлива, позволяет также решить проблему сложности системы питания турбины, требующей врезки в контур питания ракетного двигателя.

Кроме того, применение двигателей внутреннего сгорания, таких как поршневые двигатели и двигатели с осевой турбиной и компрессором, обеспечивающих по определению более устойчивую скорость, чем центробежные турбины, приводимые в действие генератором горячих газов, позволяет решить проблему устойчивости работы насоса.

Следует также отметить, что использование двигателя внутреннего сгорания, оснащенного своим собственным, отдельным контуром питания, позволяет избежать риска возникновения у турбины разносной скорости при исчерпании эрголей ракетных двигателей.

И, наконец, применение устройства, соответствующего настоящему изобретению, позволяет решить и проблему существования на одной и той же оси очень горячих и очень холодных зон за счет отдаления элемента двигателя от насоса и использования контура охлаждения элемента двигателя.

Гибкость применения двигателя внутреннего сгорания, работой которого можно управлять по сравнению с гибкостью применения турбонасоса, в котором турбина обдувается только горячими газами, производимыми газогенератором, позволяет выполнять следующие режимы работы:

- плавный запуск центробежного насоса, позволяющий избежать механических ударов, характерных для пусков центробежных турбин, выполняемых с помощью пиротехнических средств,

- управление циклом охлаждения насоса,

- точную и легко изменяемую регулировку скорости вращения двигателя, позволяющую изменять расход и выходное давление насоса в зависимости от требуемого режима, в частности при запуске ракетного двигателя, в то время как турбонасосы способны поддерживать лишь одну скорость вращения,

- возможность снабдить отдельно приводами насосы топлива и окислителя топлива, что позволяет изменять степень смешивания и регулировать по отдельности расходы эрголей с целью учета разницы потерь их напоров в контурах. В самом деле, в случае криогенных эрголей, часто используется для охлаждения реактивного сопла окислители топлива, например водород или метан. Это использование требует различных давлений топлива и окислителя топлива на входе в двигатель. При этом в том случае, когда эти давления создаются центробежными насосами, использующими в качестве привода лишь одну единственную центробежную турбину, настройка этих насосов на оптимальную рабочую точку представляет собой достаточно сложную задачу.

В качестве возможного примера реализации изобретения рассмотрим ниже следующие гипотезы, касающиеся конкретного случая реализации в космическом самолете.

В ракетном двигателе используется жидкий метан (LCH4) и жидкий кислород (LOx), двигатель работает при давлении на входе в двигатель, равном 50 бар для жидкого кислорода, и 60 бар для метана, он работает в течение времени, равного приблизительно 80 секундам и потребляет при своей работе 7,5 тонн эрголей.

Кроме того, скорость насоса составляет порядка 15000 об/мин. И эта скорость является обычной для насосов LOx и LCH4.

Для расчета рабочих параметров двигателей, приводящих в действие насосы, обычно исходят из консервативных гипотез, что минимальная производительность насоса составляет порядка 60% для массы эрголей, подлежащих сжатию компонентов, в 7500 кг.

Это соответствует приблизительно объему в 9,1 м3, причем предполагается, что расходы являются постоянными и равными 63,5 л/сек жидкого кислорода и 51,3 л/сек жидкого метана.

В соответствии с этими параметрами требующаяся мощность насоса для жидкого кислорода составит с учетом его производительности приблизительно 530 кВт или 720 л.с.

Что касается насоса для жидкого метана, то требующаяся мощность составит с учетом его производительности, в случае, рассматриваемом в качестве примера, приблизительно 514 кВт или 698 л.с.

Эти мощности очень близки между собой по своей величине, что позволяет рассматривать возможность оснащения насосов отдельными, но одинаковыми двигателями.

Первое техническое решение, соответствующее изобретению, заключается в использовании двигателей внутреннего сгорания типа двигателей, используемых в автомобильных гонках, режим работы и мощность которых являются регулируемыми.

При стандартном потреблении в 0,27 литра на одну лошадиную силу в час для выполнения одного полета потребуется приблизительно 8 литров топлива (для двух двигателей). Для сжигания этого количества топлива потребуется 138 кг воздуха или 125 м3. После сжатия под давлением в 200 бар указанный объем воздуха содержится в баках емкостью в 320 литров каждый.

Как это показано выше, объем воздуха может быть уменьшен, что является преимуществом изобретения, за счет применения воздуха, обогащенного кислородом или азотистым газом. Кроме того, использование воздуха в сжиженном состоянии также позволяет уменьшить объем воздуха, размещаемого на борту.

Требуемая мощность соответствует мощности двигателей, используемых в автомобильных гонках Формулы-1, которые имеют мощность от 750 до 900 л.с. Эти двигатели изготавливаются в расчете на минимальные сроки службы в 10 часов при их работе на полную мощность и рассчитаны на выдерживание нагрузок на протяжении двух гонок категории "Гран-При", продолжительностью приблизительно по 1 час 30 минут каждая, а также на в ходе испытательных заездов и подготовки. По сравнению с предусмотренными сроками службы порядка 80 сек на каждый полет это позволяет использовать каждый двигатель для от 450 до 500 полетов.

Кроме того, следует отметить, что этот тип двигателя имеет вес приблизительно 95 кг, что представляет собой достаточно умеренную величину.

Согласно рассматриваемому изобретению, ниже приведенные приспособления позволяют сделать возможным использование двигателя типа Формула-1 для привода насоса питания ракетного двигателя в космическом летательном аппарате:

- реализация прямого питания воздухом или газообразным окислителем топлива баком со сжатым воздухом или газом и редукционным клапаном,

- присоединение насоса к валу двигателя,

- регулировка системы питания топливом в частности с целью учета физической ориентация двигателя и ускорений,

- устройство контура охлаждения с целью учета окружающей среды (приблизительно 50°С) и относительного отсутствия наружного воздуха.

Согласно техническому решению, являющемуся предпочтительным с точки зрения настоящего изобретения, предлагается подключить изначальный контур охлаждения 11 одного или нескольких двигателей внутреннего сгорания к теплообменнику 12, установленному на трубопроводе 14 подвода эрголей, которые в этом случае являются криогенными, что позволяет изготовить очень компактный теплообменник.

Расход в 100 л/сек позволяет располагать одним вполне достаточным источником холода. Охлаждающая жидкость, используемая в контуре охлаждения двигателей внутреннего сгорания, является жидкостью, приспособленной к очень низким температурам ракетного топлива, и совместимая с ним.

Необходимо также предусмотреть закрытие соответствующим капотом тех элементов, которые могут претерпеть переход в безвоздушное пространство, при этом выхлопы одного или нескольких двигателей внутреннего сгорания должны происходить непосредственно сзади летательного аппарата.

Процедура запуска двигателя внутреннего сгорания должна происходить в предпочтительном варианте изобретения при расположении двигателя в горизонтальном положении, что позволит установить систему смазки в правильное положение, и, кроме того, запуск должен быть приспособлен к условиям воздействия низких температур за счет применения местных подогревателей или использования режима плавного запуска.

Общая масса для таких параметров будет составлять в случае применения автомобильного двигателя от 500 до 650 кг.

Два двигателя От 170 до 190 кг
Топливо 9 кг
Сжатый воздух 140 кг (с запасом)
Два бака со сжатым воздухом 160 кг
Аксессуары (стартер, электроника …) 40 кг
Два центробежных насоса порядка 40 кг
Итого От 550 до 600 кг, а более точно от 559 до 579 кг

На фиг.2 представлен пример размещения двух двигателей внутреннего сгорания типа поршневых двигателей, располагаемых между баком 3 эрголей, и ракетным двигателем 16 летательного аппарата.

Двигатели располагаются диаметрально противоположно друг другу и вокруг оси, проходящей через бак и ракетный двигатель, над насосами 2а, 2b, осуществляющими питание ракетного двигателя 16.

На детали устройства, представленной на фиг.3, можно различить вал 20 связи между двигателем 1 и насосом 2а.

Второе техническое решение заключается в использовании двигателя типа вертолетной турбины, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину на общей оси, вместо двух поршневых двигателей.

Вертолетная турбина типа ТМ333 2B2, выпускаемого компанией Turboméca, в частности хорошо подходит для этого варианта применения.

Подобная турбина с компрессором способна обеспечивать непрерывно от 1100 до 1200 л.с. в непрерывном режиме вращения со скоростью 6000 об/мин, причем указанная скорость может еще и регулироваться.

В указанном примере один единственный двигатель с осевой турбиной подключен к двум насосам, насосу окислителя топлива и насосу топлива для ракетного двигателя, посредством понижающей передачи с управлением режимом работы турбинного двигателя для увеличения скорости вращения до величины, требующейся для центробежных насосов.

Параметры эксплуатации такого двигателя с осевой турбиной следующие:

масса одного экземпляра 166 кг;

расход воздуха при 80 секундах работы 120 кг;

расход топлива (керосина) от 6 до 7 кг.

Подвод воздуха происходит в результате засасывания сжатого воздуха через редукционный клапан на входе компрессора, а выхлоп производится непосредственно сзади летательного аппарата.

Значения итоговой массы для двигателя с осевой турбиной, такого каким является описанный выше вертолетный двигатель, будут того же порядка, что и те, которые приводились при рассмотрении варианта применения автомобильных двигателей, используемых в гонках по Формуле-1.

Рассматриваемая в этом случае масса двигателей F1 и вертолетного турбинного двигателя соответствует по величине массе двигателей, непосредственно взятых из их области применения, и не учитывает возможные снижения массы, которые могут произойти в результате снятия с этих двигателей некоторых элементов, необходимых лишь для их прямого назначения; таким образом, некоторое снижение массы является возможным.

В качестве резюме отметим, что приводное устройство насоса 2 питания ракетного двигателя космического летательного аппарата включает в себя, по крайней мере, один двигатель внутреннего сгорания 1 типа двигателя внутреннего сгорания, работающего на смеси воздуха и углеводородов, поршневого двигателя или двигателя с осевой турбиной и средство 20 передачи вращения от этого двигателя 1 к насосу 2.

Как это вытекает из примера, представленного на фиг.1, средство передачи 20 является валом между двигателем внутреннего сгорания и насосом, причем это средство передачи 20 содержит соединительную муфту 21.

В соответствии с первым вариантом реализации изобретения, двигатель внутреннего сгорания является многоцилиндровым двигателем типа двигателя гоночного автомобиля.

В соответствии с альтернативным вариантом изобретения двигатель внутреннего сгорания 1 является авиационным двигателем с осевой турбиной и компрессором.

Питание двигателя 1 осуществляется из его собственных баков 4, 5 топлива и окислителя топлива, независимых от баков 3 эрголей для ракетного двигателя.

Бак 5 окислителя топлива представляет собой бак с газом под давлением и подключенный через редукционный клапан 6 к воздхозаборнику двигателя.

Он содержит контур охлаждения посредством теплообменника 12, установленного на одном или на нескольких трубопроводах 14 подвода криогенных эрголей, причем контур охлаждения работает в замкнутом контуре.

Электрический стартер 7 позволяет запустить двигатель внутреннего сгорания.

Устройство питания ракетного двигателя, представленное на фиг.2, содержит два насоса, приводом каждого из которых служит устройство-двигатель 1, 1', и средства управления 8, 9 двигателей внутреннего сгорания, адаптированных для независимого изменения параметров работы указанных двигателей внутреннего сгорания, что позволяет регулировать независимым образом скорости вращения насосов.

Космическая ракета согласно настоящему изобретению содержит ракетный двигатель, система питания которого включает в себя, по меньшей мере, один насос, приводом которого служит устройство согласно настоящему изобретению и средства включения устройства в работу, когда ракета находится в полете.

Настоящее изобретение может найти применение в области космонавтики, а в более общем случае во всех отраслях техники, в которых применяется движение в пространстве с помощью ракетного двигателя на жидких эрголях, а также в тех отраслях техники, в которых на протяжении относительно короткого отрезка времени требуется обеспечить значительный расход среды.

Изобретение представляет особый интерес и в тех случаях, когда ракетное топливо является криогенным (жидкий кислород с водородом, жидкими метаном или керосином).

Настоящее изобретение может с успехом применяться и в суборбитальных летательных аппаратах многократного использования, в случае которых допускается небольшое увеличение массы взамен на уменьшение стоимости технического обслуживания.

Простота настоящего изобретения также предоставляет многочисленные преимущества и, в частности, простоту конструкции, уменьшение стоимости разработки и реализации, очень высокую надежность, устойчивую скорость перекачки и возможность повторного использования всего насосного узла, что представляет собой особый интерес, при этом современные турбонасосы способны в лучшем случае лишь на несколько запусков.

1. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя (16) космического летательного аппарата, отличающееся тем, что оно включает в себя двигатель внутреннего сгорания (1, 1a, 1b) аэробного типа, работающий на смеси окислитель топлива/топливо типа воздуха/углеводород и питание которого окислителем топлива и топливом осуществляется с помощью баков и контура, отделенных от баков (3) с ракетным топливом для ракетного двигателя.

2. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что окислитель топлива, необходимый вышеуказанному двигателю внутреннего сгорания, содержится в баке под давлением, соединенным к вышеуказанному двигателю через редукционный клапан.

3. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1 или 2, отличающееся тем, что окислитель топлива состоит из воздуха, обогащенного кислородом.

4. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1 или 2, отличающееся тем, что окислитель топлива состоит из воздуха, обогащенного азотистым газом.

5. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что топливо является жидким углеводородом.

6. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.5, отличающееся тем, что топливо является керосином.

7. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.5, отличающееся тем, что топливо является бензином.

8. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что вышеуказанный двигатель внутреннего сгорания является поршневым двигателем.

9. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что вышеуказанный двигатель внутреннего сгорания является двигателем с осевой турбиной и компрессором.

10. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя космического летательного аппарата по п.9, отличающееся тем, что двигатель с осевой турбиной и компрессором является вертолетным двигателем.

11. Приводное устройство насоса питания ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что оно содержит электрический стартер (7) для двигателя внутреннего сгорания.

12. Приводное устройство насоса питания ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что двигатель внутреннего сгорания содержит контур охлаждения, работающий в замкнутом контуре посредством теплообменника (12), установленного на трубопроводах (14) подвода эрголей ракетного двигателя.

13. Устройство питания ракетного двигателя, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, два насоса, каждый из которых оборудован устройством по п.1, и средства управления (8, 9) двигателей внутреннего сгорания привода насосов, выполненных с возможностью независимого изменения рабочих параметров этих двигателей с тем, чтобы независимо регулировать скорости вращения насосов.

14. Способ пуска в действие и питания ракетного двигателя посредством насосов (2), оборудованных, по меньшей мере, одним устройством по п.1, отличающийся тем, что он содержит:
- этап запуска двигателя внутреннего сгорания (1) указанного, по меньшей мере, одного устройства на высоте поджига ракетного двигателя и охлаждения насоса (2), связанного с двигателем внутреннего сгорания (1),
- этап открытия задвижек (10) баков (3) с эрголями для ракетного двигателя параллельно с выводом на номинальный режим работы двигателя внутреннего сгорания (1),
- этап пуска насосов (2) за счет давления в баках (3) с эрголями и начала питания ракетного двигателя,
- регулирование расхода насосов путем регулирования (8, 9) режима вращения одного или нескольких двигателей внутреннего сгорания (1) привода насосов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции насосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной и ракетной технике. .

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатой ракете-носителю, к способу его запуска, а также к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме.

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов и предназначено для разгонных блоков, имеющих повышенную надежность и высокие энергетические и экологические характеристики.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеродном горючем и водороде.

Изобретение относится к устройству моторизации насоса (2), обеспечивающего питание ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающемуся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры. Изобретение обеспечивает повышение эффективности струйных преднасосов. 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала. Турбонасос выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Рассмотрен ракетный двигатель, использующий турбонасос, который выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Изобретение обеспечивает уменьшение момента инерции турбонасоса и улучшает быстроту реагирования ракетного двигателя турбонасосного типа. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги и снижение массы ЖРД. 3 ил.
Наверх