Возвращаемая ступень ракеты-носителя



Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя
Возвращаемая ступень ракеты-носителя

 


Владельцы патента RU 2603305:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель, согласно изобретению к фюзеляжу прикреплены четыре боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели и баки окислителя, все газотурбинные двигатели имеют сопло с управляемым вектором тяги, основную камеру сгорания и газогенератор, соединенный с основной камерой сгорания, в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Кольцевой коллектор выполнен перфорированным и установлен внутри воздушного тракта. Основная камера сгорания и газогенератор содержат по меньшей мере по одному запальному устройству. Газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит блоки сопел крена, установленные на боковых блоках и соединенные трубопроводами с газоводом одного или нескольких жидкостных ракетных двигателей. Изобретение обеспечивает улучшение стартовых характеристик ракеты-носителя и упрощение системы управления по углам тангажа, рыскания и крена. 7 з.п. ф-лы, 19 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

В авиакосмической технике известен многоразовый орбитальный корабль «Буран», содержащий фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления, размещенные в хвостовой части фюзеляжа, и носовой блок двигателей управления, расположенный в носовой части фюзеляжа ([1], стр. 40, 41, 193). На участке выведения на орбиту орбитальный корабль является полезной нагрузкой для ракеты-носителя (маршевые двигатели на орбитальном корабле «Буран» отсутствуют). После выполнения космического полета орбитальный совершает бездвигательный спуск в атмосфере (воздушно-реактивные двигатели отсутствуют), при этом управление движением орбитального корабля вокруг его центра масс при полете в верхних слоях атмосферы осуществляется с помощью двигателей управления, расположенных в левом и правом блоке двигателей управления хвостовой части фюзеляжа. При этом оси сопел двигателей управления тангажом и креном перпендикулярны продольной оси (оси ОХ) орбитального корабля, образуют углы в 30° с нормальной осью (осью OY) орбитального корабля, а оси сопел двигателей управления рысканием параллельны поперечной оси (оси OZ) орбитального корабля.

Недостатком этого проекта является невозможность использования его компоновки для многоразового ракетного блока. Блоки двигателей управления не могут быть размещены ни в хвостовой, ни в носовой частях фюзеляжа, т.к. в хвостовой части фюзеляжа ракетного блока размещена маршевая двигательная установка первой ступени ракеты-носителя, работающая на участке выведения, а в носовой части фюзеляжа возвращаемого ракетного блока располагаются воздушно-реактивные двигатели, работающие на участке возвращения возвращаемого ракетного блока к аэродрому в районе старта ракеты-носителя. Размещение блоков двигателей управления в средней части фюзеляжа нецелесообразно, т.к. в этом случае двигатели управления будут неэффективны из-за малых величин плеч управляющих сил.

Другим недостатком этого проекта является сильное влияние воздушного потока на газовые струи двигателей управления, в особенности на струи двигателей рыскания, оси сопел которых ориентированы вдоль поперечной оси OZ орбитального корабля перпендикулярно направлению полета. Наконец, еще одним недостатком является влияние силы тяги двигателей рыскания, возникающей при их срабатывании, на величины измеряемой датчиками системы управления поперечной перегрузки и угла скольжения. Двигатели управления неработоспособны в условиях космоса и на больших высотах в разреженной атмосфере, а управляющие моменты на больших высотах небольшие из-за низких тяг газотурбинных двигателей на высоте.

Известна ракета-носитель по патенту РФ на изобретение №2482030, МПК B64G 1/14, опубл. 10.05.2013 г.

Эта ракета-носитель содержит соединенный со второй ступенью многоразовый ускоритель с реактивной системой стабилизации, состоящий из ракетного блока с жидкостными ракетными двигателями, соединенного с самолетным комплектом, выполненным в виде планера с крыльями переменной стреловидности с органами аэродинамического управления, соединенного с ракетным блоком по схеме «низкоплан», стабилизатора, шасси, воздушно-реактивных двигателей с их топливным баком, носового отсека, а также содержащая многократно используемые элементы, при этом, установленный на ракетном блоке носовой отсек снабжен пилотской кабиной и оснащен управляемыми поворотными козырьками, количество которых равно количеству точек соединения носового отсека со второй ступенью, в местах соединения со второй ступенью в носовом отсеке выполнены карманы, воздушно-реактивные двигатели закреплены на верхних поверхностях крыльев переменной стреловидности и снабжены управляемыми защитными экранами, стабилизатор выполнен в виде двух килей, установленных на крыльях, в ракетном блоке многоразового ускорителя вокруг его продольной оси и симметрично относительно его поперечной оси, параллельной крыльям, установлено четное число дросселируемых ракетных двигателей.

Недостатки: плохие аэродинамические качества ракеты на старте из-за громоздкости фюзеляжа и наличия громоздких крыльев, неработоспособность ГТД в высотных условиях и в космосе при отсутствии воздуха, необходимого для их работы, неуправляемость возвращаемой ступени на больших высотах. Применение громоздких, имеющих большой вес крыльев переменной стреловидности не оправдано из-за того, что единственной задачей создания возвращаемой ступени является ее посадка, а не совершение сложных маневров на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Известна ракета-носитель с возвращаемой ступенью по патенту РФ на изобретение №2495799, МПК B64G 1/14, опубл. 20.10.2013 г., прототип ракеты-носителя, возвращаемой ступени и способа ее запуска при возвращении.

Эта ракета-носитель содержит многоразовый возвращаемый ракетный блок, содержащий, в свою очередь фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки газотурбинных двигателей управления, левый и правый блоки двигателей управления размещены в гондолах на законцовках консолей крыла. Кроме того, возвращаемая ступень содержит сопла двигателей управления тангажом и креном и рыскания.

При возвращении ступени газотурбинные двигателя запускают на относительно небольшой высоте, например 15000…20000 м. Полет до этой высоты полностью неуправляемый.

Недостатком этого технического решения является также низкое аэродинамическое качество фюзеляжа возвращаемой, т.е. первой ступени, из-за размещения газотурбинных двигателей на консолях крыльев, которые имеют значительную толщину для передачи реактивной тяги и управляющего момента. Это приводит к неоправданному ухудшению характеристик ракеты-носителя при старте. Кроме того, ракета-носитель имеет очень сложную систему управления по углам тангажа, рыскания и крена.

Задачами создания изобретения являются улучшение стартовых характеристик ракеты-носителя и упрощение системы управления по углам тангажа, рыскания и крена, и обеспечение ее работоспособности на любых высотах, и обеспечение надежной посадки возвращаемой ступени в любую погоду.

Достигнутые технические результаты - обеспечение работоспособности газотурбинных двигателей на всех высотах и обеспечение посадки возвращаемой ступени.

Решение указанных задач достигнуто в возвращаемой ступени ракеты-носителя, содержащей фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель, тем, что к фюзеляжу прикреплены четыре боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели и баки окислителя, все газотурбинные двигатели имеют сопло с управляемым вектором тяги, основную камеру сгорания и газогенератор, соединенный с основной камерой сгорания, в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники.

Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Основная камера сгорания может содержать по меньшей мере одно запальное устройство, газогенератор содержит по меньшей мере одно запальное устройство. Газогенератор может быть соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину. Возвращаемая ступень ракеты-носителя может содержать блоки сопел крена, установленные на боковых блоках и соединенные трубопроводами с газоводом одного или нескольких жидкостных ракетных двигателей.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…19, где

- на фиг. 1 приведен внешний вид ракеты-носителя на стартовом столе,

- на фиг. 2 приведен внешний вид возвращаемой 1-й ступени в проекции с нижнего торца,

- на фиг. 3 приведен внешний вид четырехкамерного ЖРД,

- на фиг. 4 приведен вид возвращаемой ступени с торца,

- на фиг. 5 приведен разрез А-А,

- на фиг. 6 приведен разрез В-В,

- на фиг. 7 приведена конструкция маршевого двигателя - ЖРД,

- на фиг. 8 приведена конструкция газотурбинного двигателя,

- на фиг. 9 приведена схема подачи компонентов топлива в газотурбинный двигатель,

на фиг. 10 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, первый вариант,

- на фиг. 11 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, второй вариант,

- на фиг. 12 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, третий вариант,

- на фиг. 13 приведена принципиальная схема газогенератора,

- на фиг. 14 приведен вид С,

- на фиг. 15 приведена схема газогенератора двигателя НК-33,

- на фиг. 16 приведена схема газогенератора двигателя РД-180,

- на фиг. 17 приведено реактивное сопло с регулируемым вектором тяги,

- на фиг. 18 приведен блок сопел крена,

- на фиг. 19 приведена система наддува бака окислителя.

Ракета-носитель может содержать не менее одной ступени. В дальнейшем описание ракеты-носителя составлено на примере двухступенчатой ракеты с одной (первой) возвращаемой ступенью (фиг. 1…19).

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

Ракета-носитель (фиг. 1…19) содержит возвращаемую ступень 1 с центральным фюзеляжем 2 и соединенные соосно с ней 4 боковых блока 3.

Возвращаемая ступень 1 содержит центральный фюзеляж 2, крылья 4, которые выполнены стреловидной формы и установлены в средней части возвращаемой ступени 1. Возвращаемая ступень 1 (фиг. 1 и 2) содержит два комплекта двигательных установок: маршевую, представляющую собой один или несколько жидкостно-ракетных двигателя 6 и управляющую в виде четырех газотурбинных двигателей ГТД 7 с реактивным соплом 8, которое выполнено с управляемым вектором тяги, установленных по одному в боковых блоках 3. Особенностью газотурбинного двигателя 7 является наличие газогенератора 9, который газоводом 10 соединен с основной камерой сгорания 11 (фиг. 6).

Газогенератор 9 является важным и необходимым элементом ГТД 7 для обеспечения его работоспособности на любых высотах, его конструкция и возможные варианты выполнения описаны ниже.

ЖРД 6 содержит камеру сгорания 12 и ТНА 13 (фиг. 4…6). ЖРД 6 установлены на силовой раме 14 (фиг. 5 и 6). Внутри центрального фюзеляжа 2 установлены бак окислителя 15 и бак горючего 16. Внутри боковых ступеней установлены баки окислителя 17.

На боковых ступенях 3 в нижней части установлено не менее двух блоков сопел крена 18. Также в верхней части боковых ступеней 3 выполнены воздухозаборниками 5, соединенными воздушным трактом 19 с входами в ГТД 7 (фиг. 6).

МАРШЕВЫЙ ЖИДКОСТНО-РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Жидкостный ракетный двигатель 6 (фиг. 7) содержит камеру сгорания 12 и ТНА 13, подстыкованный к камере сгорания 12 посредством газовода 20. На ТНА 13 установлен газогенератор 21.

ТНА 13 содержит, в свою очередь, турбину 22, насос окислителя 23, насос горючего 24. Турбонасосный агрегат 13 может содержать дополнительный насос горючего 25.

Выход из насоса горючего 24 соединен трубопроводом 26 с входом в дополнительный насос горючего 25 (при его наличии). Основная камера сгорания 12 содержит головку 27, цилиндрическую часть 28 и сопло 29.

Газогенератор 21 закреплен на камере сгорания 12 при помощи шарнирных тяг 30. ЖРД 6 закреплен на силовой раме при помощи узла подвески 31. Это обеспечивает качание камеры сгорания 12 в одной (или в двух) плоскостях относительно центра узла подвески 31 для управления вектором тяги R, с целью управления ракетой-носителем по углам тангажа и рысканию.

Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель 6 содержит приводы, выполненные, например, в виде гидроцилиндров, прикрепленных к силовой раме 14 (на фиг. 1…19 не показано).

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг. 7 и содержит трубопровод горючего 32, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 24, содержащим пускоотсечной клапан 33, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 34 камеры сгорания 12. Выход из насоса окислителя 23 трубопроводом окислителя 35, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 36, соединен с газогенератором 21. Также выход из дополнительного насоса горючего 25 трубопроводом горючего 37, содержащим пускоотсечной клапан горючего 38, соединен с газогенератором 21.

На газогенераторе 21 на камере сгорания 12 установлены по меньшей мере по одному запальному устройству 39 и 40. Запальные устройства 39 и 40 соединены энергетическими связями 41 с энергетическим блоком 42.

Двигатель оборудован блоком управления 43, который электрическими связями 44 соединен энергетическим блоком 42 и с пускоотсечными клапанами 33, 36 и 38. Особенностью ЖРД 6 является то, что ТНА 13 жестко закреплен на камере сгорания 12 при помощи шарнирных тяг 30, а сама камера сгорания 12 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 31 в одной плоскости для управления по углу рыскания. Для управления по углу тангажа применяется рассогласование тяги двух ЖРД 6.

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Газотурбинные двигатели 7 (фиг. 8) установлены в боковых блоках 3 и содержат корпус 45, входное устройство 46, компрессор 47, воздушный тракт 48, основную камеру сгорания 11, турбину 49 и реактивное сопло 8. Компрессор 47 содержит направляющие аппараты 50 и рабочие колеса 51, турбина 49 содержит сопловые аппараты 52 и рабочие колеса 53. Компрессор 47 и турбина 49, точнее их рабочие колеса 51 и 53, соединены валом 54. Валов 54 может быть два или три в зависимости от конструкции газотурбинного двигателя 7. Вал 54 установлен на опорах 55.

Основная камера сгорания 11 содержит жаровую трубу 56, форсуночную плиту 57 с топливными форсунками 58 и топливным коллектором 59. Под жаровой трубой 56 установлен внутренний кожух 60, между которым и жаровой трубой 56 выполнен внутренний канал 61. Между жаровой трубой 56 и корпусом 45 выполнен внешний канал 62. Внутренний и внешний каналы 61 и 62 предназначены для ввода воздуха (или газогенераторного газа) из воздушного тракта 48 внутрь жаровой трубы 56 через отверстия 63, выполненные в ней, а также для охлаждения самой жаровой трубы 56.

Газотурбинный двигатель 7 (фиг. 9) имеет систему топливоподачи, содержащую топливопровод низкого давления 64, топливный насос 65, имеющий привод 66, топливопровод высокого давления 67, вход которого соединен с топливным насосом 65, а выход соединен с топливным коллектором 59, который соединен с топливными форсунками 58 основной камеры сгорания 12.

Газотурбинный двигатель 7 оборудован системами подачи горючего и окислителя от бака окислителя 17 и бака горючего 16 и дополнительным турбонасосным агрегатом 68. Турбонасосный агрегат 68 может отсутствовать, а подача горючего и окислителя в ГТД 7 может быть осуществлена применением вытеснительной подачи компонентов ракетного топлива (это возможно на очень больших высотах). Кроме того, газотурбинный двигатель 7 обязательно оборудован газогенератором 9, который газоводом 10 соединен с воздушным трактом 48 до камеры сгорания 11.

Дополнительный турбонасосный агрегат 68 содержит корпус 69, установленные на валу 70 насос горючего 71, насос окислителя 72 и турбину 73. Выход из бака окислителя 16 соединен трубопроводом окислителя 74, содержащим клапан окислителя 75 с насосом окислителя 72, а выход из бака горючего 16 трубопроводом горючего 76, содержащим клапан горючего 77, соединен с входом в насос горючего 71. Выход из насоса окислителя 72 трубопроводом высокого давления окислителя 78, содержащим отсечной клапан окислителя 79, соединен с входом в газогенератор 9. Выход из насоса горючего 71 трубопроводом горючего высокого давлении 80, содержащим отсечной клапан 81 и регулятор расхода 82, соединен с входом в газогенератор 9. Выход газогенератора 9 соединен с входом в турбину 73, а выход из турбины 73 газоводом 10 соединен с воздушным трактом 48 перед камерой сгорания 11.

Топливная система газотурбинного двигателя 7 содержит топливопровод низкого давления 83, вход которого соединен с баком горючего 16, а выход - с топливным насосом 84, имеющим привод 85, к выходу из топливного насоса 84 соединен топливопровод высокого давления 86, который соединен с топливным коллектором 59 основной камеры сгорания 11. Возможен вариант, когда в качестве топлива используется горючее (обычно керосин), которое ранее использовалось для работы ЖРД 6. В дальнейшем рассматривается такой вариант.

Возможны несколько вариантов исполнения соединения газовода 10 с воздушным трактом 48 (фиг. 10…12). На фиг. 10 приведен первый вариант соединения газовода 10 с воздушным трактом 48. На корпусе 45 газотурбинного двигателя 7 в районе воздушного тракта 48 выполнен кольцевой коллектор 87, полость 88 которого отверстиями 89 соединена с воздушным трактом 48. На фиг. 11 приведен второй вариант также с кольцевым коллектором 87, полость 88 выходит внутрь радиальных патрубков 90, которые перфорированы по всей высоте отверстиями 91 для более равномерного ввода генераторного газа в воздух, проходящий в воздушном тракте 48. На фиг. 12 приведен третий вариант. По этому варианту в воздушном тракте 48 установлен внутренний кольцевой коллектор 92, имеющий отверстия 93. К внутреннему кольцевому коллектору 92 присоединен газовод 10. Этот вариант обеспечивает более равномерную подачу генераторного газа в камеру сгорания. Это необходимо, чтобы обеспечить равномерное температурное поле на входе в турбину 49 и предотвратить местный перегрев деталей ее первого рабочего колеса 53.

Газогенератор газотурбинного двигателя

Для предложенного газотурбинного двигателя 7 газогенератор 9 может быть специально спроектирован или использован доведенный газогенератор жидкостных ракетных двигателей НК-33 или РД-170. Принципиальная схема газогенератора 9 показана на фиг. 13 и 14. Газогенератор 9 предназначен для сжигания компонентов топлива (горючего и окислителя), при этом один из них является избыточным компонентом, а второй - дополнительным компонентом. Наиболее предпочтительно в качестве горючего использовать керосин, а в качестве окислителя - кислород.

Газогенератор 9 содержит (фиг. 13) головку 94, камеру 95, распределитель окислителя (избыточного компонента) 96, установленный вдоль оси камеры 95.

Камера 95 содержит две зоны: зону горения 97 и зону смешения 98. Первая из них предназначена для сгорания двух компонентов при оптимальном соотношении, а вторая - для подмешивания окислителя.

Головка 94 содержит переднее днище 99 с патрубком подвода горючего 100, среднее днище 101, огневое днище 102, форсунки окислителя 103, форсунки горючего 104. Между передним 99 и средним 101 днищами образована полость 105 для подвода горючего к форсункам горючего 104, а между огневым днищем 102 и средним днищем 101 образована полость 106 для подвода окислителя к форсункам окислителя 103. В среднем днище 101 выполнены пазы 107 для подвода окислителя в полость 106.

Камера 95 газогенератора 9 содержит наружный корпус 108 и внутреннюю оболочку 109, между которыми имеется зазор 110 для прохода окислителя.

На распределителе окислителя 96 выполнены отверстия 111 для подачи избыточного компонента в зону смешения 98. Вдоль оси камеры 95 выполнен патрубок окислителя 112.

Основные камеры сгорания 11 имеют устройства воспламенения 113, а газогенераторы 9 имеют устройства воспламенения 39 (фиг. 8).

Описание газогенератора двигателя НК-33

Как упоминалось ранее, для предложенного газотурбинного двигателя 7 может быть применен газогенератор двигателя НК-33. Подробное описание газогенератора 9 двигателя НК 33 приведено в патенте РФ на изобретение №2179256, МПК A02K9/24, опубл. 10.02.2002 г.

Далее приведено описание газогенератора двигателя НК-33 (фиг. 13…15). Газогенератор 9 имеет головку 94. Распределитель окислителя 96, расположенный по оси газогенератора 9, содержит цилиндр 115 с полостью окислителя 116, смесительные элементы 117 и 118 в виде полых цилиндров 119, закрытых шатровыми головками 120 и перфорированных отверстиями 121. Перед каждым смесительным элементом 117 и 118 выполнены отверстия 122. Смесительные элементы 117 и 118 расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа.

Между огневым днищем 102 и смесительными элементами 117 и 118 могут быть расположены радиальные перфорированные пластины 123 с каналами 124 подачи окислителя из полости 116 в полость камеры 95 газогенератора 9.

Распределитель окислителя 96 закрыт днищем 125 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища 102, а в месте перехода цилиндра 115 в днище 125 и в вершине усеченного конуса выполнены отверстия 126 и 127.

На головке 94 под углом к оси газогенератора 9 установлено по меньшей мере одно запальное устройство 40 (свеча лазерного воспламенения), которая соединена энергетическими связями 41 с энергетическим блоком 42 (или с блоком накачки для свеч лазерного воспламенения).

Подробное описание газогенератора двигателя РД-180

В качестве газогенератора 9 для предложенного газотурбинного двигателя 7 может быть применен и газогенератор двигателя РД-180 (фиг. 16).

Газогенератор 9 содержит силовую оболочку 128, выполненную сферообразной, жестко связанный с ней выходной патрубок 129, выполненный конусообразным, и крышку 130, имеющую втулку 131 на ее внутренней поверхности и жестко связанную с силовой оболочкой 128 со стороны, противоположной выходному патрубку 129. Огневое днище 132 со сквозными камерами 133 неподвижно установлено во втулке 134 с образованием полости 135 между огневым днищем 132 и крышкой 130. Проставка 136 установлена в силовой оболочке 129 с образованием между ними кольцевой полости 137 и закреплена одним концом с выходным патрубком 129, а другим - с наружной поверхностью втулки 131.

Оболочка 138 огневой камеры 139 расположена внутри проставки 136 и выходного патрубка 129. В полости 136 между крышкой 130 и огневым днищем 132 размещены смесительные модули 140, каждый из которых имеет корпус 141 с соосно расположенными в нем топливным каналом 142, кольцевым каналом окислителя 143 и смесительной камерой 144. Корпус 141 закреплен со стороны топливного канала 142 в крышке 130, а со стороны смесительной камеры 144. Патрубок подвода горючего 145 закреплен в крышке 130 с образованием топливной полости 146, а патрубок подвода окислителя 147 закреплен в средней части силовой оболочки 128 и сообщен с ее кольцевой полостью 137 (фиг. 16). Полость 146 сообщается со смесительными модулями 140 каналами 148.

Кольцевая полость 137 силовой оболочки 128 сообщена с полостью 97 между крышкой 130 и огневым днищем 132 окнами 147, выполненными во втулке 134, и сообщает патрубок подвода окислителя 147 с кольцевыми каналами окислителей 143 смесительных модулей 140. Между оболочкой 138 и выходным патрубком 129 канал охлаждения имеет выход 149 внутрь огневой камеры 139.

РЕАКТИВНОЕ СОПЛО

На газотурбинном двигателе 7 может быть применено реактивное сопло 8 с управляемым вектором тяги (фиг. 17). Такие сопла известны, например, из патентов РФ на полезные модели №21220, МПК F02K 1/05, опубл. 27.12.2001 г. и №105683, МПК F02K 1/12, опубл. 27.12.2010 г., однако их применение в ракетной технике предложено впервые. Реактивное сопло 8 содержит створки 150, соединенные с ними гидроцилиндры 151 и канал охлаждения 152, предназначенный для охлаждения гидроцилиндров 151, управляющих вектором тяги реактивного сопла 8.

УПРАВЛЕНИЕ ПО КРЕНУ

Управление по крену осуществляют блоки крена 18, прикрепленные к боковым блокам 3. Блок сопел крена 18 (фиг. 18) содержит трехходовой кран 153 с приводом 154. К трехходовому крану 153 прикреплены два оппозитно установленных сопла крена 155.

СИСТЕМА НАДДУВА БАКОВ

Система наддува бака окислителя 17 приведена на фиг. 19 и содержит трубопровод наддува 157 с клапаном наддува 158. Трубопровод наддува 157 присоединен к выходу из газогенератора 9, т.е. наддув осуществляется газогенераторным газом, содержащим 90…95% кислорода.

Наддув баков горючего осуществляется гелием. Система наддува бака горючего 16 на фиг. 1…19 не показана.

РАБОТА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ВОЗВРАЩЕНИИ СТУПЕНИ

При работе ГТД 7 осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от источника энергии (на фиг. 1…19 не показано). Потом включают привод 85 топливного насоса 84 (фиг. 11) и топливный насос 84 подает топливо в топливный коллектор 59 основной камеры сгорания 11 и далее через топливные форсунки 58 внутрь жаровой трубы 56, где оно воспламеняется при помощи запального устройства 39 (или свечи лазерного воспламенения). Рабочие колеса 53 турбины 49 раскручиваются и раскручивают через вал 54 рабочие колеса 51 компрессора 47. Реактивное сопло 8 создает тягу. При этом направление вектора тяги можно изменять для управления возвращаемой ступенью. При увеличении расхода газогенераторного газа через основную камеру сгорания 11 реактивная тяга значительно возрастает, что недостижимо в известных газотурбинных двигателях.

Изменение режима работы газотурбинного двигателя 7 в высотных условиях осуществляется регулятором расхода 82 (фиг. 9), а при полете летательного аппарата, оборудованного таким двигателем в плотных слоях атмосферы, при помощи привода 66 насоса 65. Подача горючего и окислителя в газогенератор 9 может быть значительно уменьшена или полностью прекращена.

При переходе первой ступени 1 (возвращаемой после вывода полезной нагрузки на орбиту), оборудованной указанным газотурбинным двигателем 7 (или несколькими двигателями) в более плотные слои атмосферы отключают газогенератор 9, для этого перекрывают отсечные клапаны 79 и 81 и прекращают подачу окислителя и горючего и газотурбинный двигатель 7 переходит на использование в качестве окислителя атмосферного воздуха, что более экономично.

Для управления в полете в режиме возвращения ступени 1 ракеты-носителя применяют блоки сопел крена 18, работающих на генераторном газе (фиг. 18).

Для окончательного выключения газотурбинного двигателя 7 прекращают подачу топлива насосом 65. В качестве топлива может использоваться то же горючее, которое используется в ДРД 6 и газогенераторе 9.

Естественно, что в случае применения многоступенчатых ракет-носителей возвращаемой может быть выполнена не только первая ступень, но и последующие ступени. Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить работоспособность газотурбинного авиационного двигателя на очень больших высотах (более 30000 м и в космосе) и для управления многоцелевыми летательными аппаратами, способными маневрировать как в космосе, так и в плотных слоях атмосферы.

2. Значительно повысить форсажную тягу газотурбинного двигателя за счет применения газогенератора.

3. Улучшить надежность запуска газотурбинного двигателя, особенно в высотных условиях, за счет использования при запуске горячего газогенераторного газа и свеч лазерного воспламенения.

4. Обеспечить многоразовость запуска ЖРД и ГТД за счет применения на них многоразовых запальных устройств (электрических или лазерных).

5. Обеспечить работоспособность газотурбинного двигателя в космических условиях при полном отсутствии воздуха, необходимого для работы основной камеры сгорания.

6. Обеспечить управление летательным аппаратом по углам тангажа, рыскания и крена.

ЛИТЕРАТУРА

1. Ю.П. Семенов, Г.Е. Лозино-Лозинский, В.Л. Лапыгин, В.А. Тимченко и др. Многоразовый орбитальный корабль «Буран». М., «Машиностроение», 1995 г., 448 с.

1. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель, отличающаяся тем, что к фюзеляжу прикреплены четыре боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели и баки окислителя, все газотурбинные двигатели имеют сопло с управляемым вектором тяги, основную камеру сгорания и газогенератор, соединенный с основной камерой сгорания, в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники.

2. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками.

3. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта.

4. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор.

5. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что основная камера сгорания содержит по меньшей мере одно запальное устройство.

6. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газогенератор содержит по меньшей мере одно запальное устройство.

7. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.

8. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что она содержит блоки сопел крена, установленные на боковых блоках и соединенные трубопроводами с газоводом одного или нескольких жидкостных ракетных двигателей.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат (ЛА) содержит жестко связанные корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень с выступом, а также два жестко связанных с корпусом стартовых реактивных двигателя и размещенные в конце цилиндра два амортизационных предохранительных упора.

Изобретение относится к двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере. Летательный аппарат содержит два жестко связанных друг с другом реактивных двигателя, корпус и цилиндр.
Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК). Способ включает доставку на ОЗК воды и получение из неё электролизом водорода и кислорода.
Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК) или лунной базы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины.

Изобретение относится к электроракетным двигательным системам космических аппаратов (RF). Система содержит несколько независимо управляемых двигателей, например, ионных ускорителей (TW1, TW2, TW3).

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к конструкциям космических ракет и способам их посадки на землю. Космическая ракета содержит ракетный двигатель и полезную нагрузку, при этом многоразовый аппарат имеет форму оживального конуса с затупленной жаропрочной частью в основании конуса, а рули, или пилоны, или двигатели присоединены к полезной нагрузке управляемым отсоединяемым креплением.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в многоразовых модулях. Ракета-носитель типа от наноносителя до супертяжелой содержит две ступени с отсеком с двигательной установкой и невозвращаемой частью с баком с топливом, боковыми ускорительными ступенями, многоразовым модулем с центральным корпусом, силовой установкой для запуска летательного аппарата, системой командования и управления силовой установкой, двигательными средствами в виде атмосферных тяговых двигателей или турбореактивных двигателей с дополнительным источником энергии для быстрого запуска в виде термобатареи со стартером для полета с дозвуковой скоростью, аэродинамическими несущими поверхностями, сформированными хвостовым оперением, с плоскими крыльями, стабилизаторами с парой закрылков и средствами продольной стабилизации для полета с дозвуковой скоростью, посадочными шасси, затупленной носовой частью.

Группа изобретений относится к аэрокосмической системе для выведения полезной нагрузки (ПН) на орбиту и возвращения с орбиты путем торможения в атмосфере. Система содержит средство выведения (100) с вертикальным взлетом и посадкой.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет-носителей. Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит прямое поворотное крыло с наклонной теплоизолированной стенкой и носком из жаропрочного материала в виде отдельных секций с возможностью свободного деформирования при нагреве, двигатели возврата, топливную систему с топливом для двигателей возврата, размещенную в передней части крыла, в носке крыла, по всему его размаху в отсеках, центральный отсек в передней части центроплана с функцией расходного бака.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир для уборки крупногабаритного КМ содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, стакан с устройством дистанционного захвата КМ в виде космического копья с оперением и поршнем.

Изобретение относится к многоразовым космическим системам и касается аэрокосмической системы горизонтального взлета продольной компановки. Двухступенчатая аэрокосмическая система содержит первую и вторую ступень с крыльями, воздушно-реактивные двигатели на первой ступени.

Изобретение относится к крылатым летательным аппаратам, в которых используется криогенное топливо, и касается ракетных блоков многоразового использования. Планер летательного аппарата включает корпус с криогенным цилиндрическим баком, крыло, элементы крепления крыла.
Наверх