Способ и устройство для питания ракетного двигателя

Изобретение относится к устройству питания камер ракетных двигателей (100) первым и вторым компонентами ракетного топлива. Первый контур (16) питания создающей тягу камеры (10) включает в себя турбонасос (22), имеющий по меньшей мере один насос (22a) для перекачки первого компонента ракетного топлива из первого бака (12) и турбину (22b), механически соединенную с упомянутым насосом (22a). Первый контур питания соединяет выход насоса с входом турбины через теплообменник (24), выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым создающей тягу камерой, для того, чтобы привести в действие турбину. В соответствии с настоящим изобретением второй контур (18) питания выполнен с возможностью питания создающей тягу камеры вторым компонентом ракетного топлива из второго бака (14), который выполнен с возможностью поддержания повышенного давления. Настоящее изобретение также предлагает способ питания создающей тягу камеры ракетного двигателя первым и вторым компонентами ракетного топлива. Изобретение обеспечивает повышение давления в баках, содержащих компоненты ракетного топлива. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к области питания ракетных двигателей, и в частности оно относится к устройству питания для питания создающей тягу камеры по меньшей мере одним первым компонентом ракетного топлива и по меньшей мере одним вторым компонентом ракетного топлива.

В приведенном ниже описании термины «выше по потоку» и «ниже по потоку» определяются относительно нормального направления потока компонента ракетного топлива в контуре питания.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В ракетных двигателях тяга обычно создается горячими газообразными продуктами сгорания, расширяющимися в сопле создающей тягу камеры, производимыми за счет экзотермической химической реакции внутри создающей тягу камеры. Таким образом, при работе в создающей тягу камере существует высокое давление. Для того, чтобы можно было продолжать питать создающую тягу камеру, несмотря на это высокое давление, компоненты ракетного топлива должны вводиться в создающую тягу камеру под еще более высокими давлениями. Для этой цели в современном уровне техники известны различные средства.

Одно известное решение заключается в использовании турбонасосов. Турбонасос включает в себя по меньшей мере один насос, приводимый в действие турбиной. В двигателях, использующих так называемый расширительный цикл, турбина приводится в действие одним из компонентов ракетного топлива после того, как он прошел через теплообменник, в котором он нагревается теплом, образующимся в создающей тягу камере. Таким образом, этот теплоперенос может одновременно способствовать охлаждению стенок создающей тягу камеры и приводить в действие турбонасос.

Тем не менее, использование двигателей с расширительным циклом является ограниченным.

Начиная с некоторого уровня тяги энергия, доступная для питания турбины, ограничивается способностью к извлечению теплового потока посредством теплообменника. Для того, чтобы преодолеть это ограничение, необходимо увеличивать длину и массу создающей тягу камеры.

Кроме того, чтобы управлять соотношением смешивающихся компонентов ракетного топлива, что достигается путем воздействия на скорость (скорости) потока через турбину, необходимы другие элементы и конструкции.

Другое решение заключается в повышении давления в баках, содержащих компоненты ракетного топлива. Однако этот подход накладывает ограничение на максимальное давление, которое может быть достигнуто в создающей тягу камере, и таким образом накладывает ограничение на удельный импульс ракетного двигателя. Другой недостаток этого решения заключается в использовании низкоэффективных компонентов ракетного топлива, которые являются плотными для того, чтобы ограничить массу текучих сред, используемых для повышения давления. Компоненты ракетного топлива низкой плотности приводят к использованию баков большого объема, которые поэтому требуют большой массы газа для повышения давления, что приводит к увеличению общей массы ракетного двигателя.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы исправить вышеупомянутые недостатки, по меньшей мере, существенно.

Эта задача решается устройством питания для питания создающей тягу камеры ракетного двигателя по меньшей мере одним первым компонентом ракетного топлива и по меньшей мере одним вторым компонентом ракетного топлива, причем это устройство включает в себя по меньшей мере один первый бак для вмещения первого компонента ракетного топлива, по меньшей мере один второй бак для вмещения второго компонента ракетного топлива, по меньшей мере один первый контур питания для питания создающей тягу камеры, соединенный с первым баком, и по меньшей мере один второй контур питания для питания создающей тягу камеры, соединенный со вторым баком, за счет того факта, что упомянутый первый контур питания включает в себя по меньшей мере один турбонасос с по меньшей мере одним насосом для перекачки первого компонента ракетного топлива и по меньшей мере одну турбину, механически соединенную с упомянутым насосом, упомянутый первый контур питания, соединяющий выход насоса с входом турбины турбонасоса через теплообменник, выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым создающей тягу камерой, для того, чтобы привести в действие турбину турбонасоса за счет расширения первого компонента ракетного топлива в результате нагрева, за счет того факта, что упомянутый второй контур питания выполнен с возможностью питания создающей тягу камеры через входной клапан вторым компонентом ракетного топлива из второго бака, который выполнен с возможностью повышения в нем давления до давления выше, чем давление, которое существует в создающей тягу камере, для того, чтобы питать упомянутую создающую тягу камеру, и за счет того факта, что упомянутый входной клапан второго контура питания является регулируемым клапаном, который служит для регулирования скорости потока и таким образом количества второго компонента ракетного топлива, питающего создающую тягу камеру.

Понятно, что ракетный двигатель имеет обычную создающую тягу камеру, в которую вводятся первый и второй компоненты ракетного топлива. Таким образом, горячий газ, получающийся в результате сгорания этих двух компонентов ракетного топлива, расширяется и выбрасывается из создающей тягу камеры для того, чтобы обеспечить ракетному двигателю тягу.

Также понятно, что теплообменник служит как для того, чтобы нагреть первый компонент ракетного топлива так, чтобы перевести его в газообразную фазу и охладить стенку создающей тягу камеры, передавая тепло от продуктов сгорания к первому компоненту ракетного топлива, проходящему через теплообменник.

Таким образом, горячий первый компонент ракетного топлива, выходящий из теплообменника, расширяется в турбине, приводя ее тем самым в действие, что в свою очередь приводит в действие насос.

Такая работа первого контура питания представляет собой так называемый расширительный цикл.

Также понятно, что второй компонент ракетного топлива, питающий создающую тягу камеру, содержится во втором баке под повышенным давлением, которое выше, чем давление, существующее в создающей тягу камере, и что скорость потока и количество второго компонента ракетного топлива, питающего создающую тягу камеру, регулируются с помощью регулируемого входного клапана.

При этих условиях структура второго контура питания для питания создающей тягу камеры вторым компонентом ракетного топлива упрощается по сравнению с использованием турбонасоса. Вся мощность, извлеченная путем расширения первого компонента ракетного топлива после выхода из теплообменника, может использоваться для перекачки только первого компонента ракетного топлива. В дополнение к этому, эти условия позволяют иметь хороший контроль над соотношением смешивания этих двух компонентов ракетного топлива путем использования входного клапана второго контура питания, который позволяет регулировать скорость потока и таким образом количество находящегося под давлением второго компонента ракетного топлива, которое вводится в создающую тягу камеру. Регулируемый входной клапан позволяет достичь хорошего управления коэффициентом смешения этих компонентов ракетного топлива при питании создающей тягу камеры.

Кроме того, посредством этих условий находящийся под повышенным давлением второй бак, содержащий второй компонент ракетного топлива, может быть расположен вокруг создающей тягу камеры и больше нет необходимости в том, чтобы второй бак был выше создающей тягу камеры, как в том случае, когда для повышения давления ракетного топлива используется турбонасос. Это становится возможным за счет того факта, что второй компонент ракетного топлива не подается насосом, который без соблюдения соответствующих размеров и расположения мог бы подвергнуться риску кавитации. Это таким образом способствует сокращению общего размера устройства питания. Выгодным является то, что второй бак может быть расположен в частности около создающей тягу камеры, позволяя таким образом получить более компактную структуру для сборки, включающей в себя ракетный двигатель и бак.

Кроме того, это решение сохраняет хорошую эффективность ракетного двигателя, и в частности обеспечивает хороший удельный импульс.

В некоторых вариантах осуществления используется по меньшей мере один третий бак, выполненный с возможностью вмещения сжатого газа, причем упомянутый третий бак соединен со вторым баком посредством редукционного клапана.

Понятно, что сжатый газ из третьего бака обеспечивает давление во втором баке, содержащем второй компонент ракетного топлива. Редукционный клапан позволяет регулировать давление газа, поступающего во второй бак, и таким образом регулировать давление второго компонента ракетного топлива, содержащегося во втором баке.

В некоторых вариантах осуществления первый контур питания включает в себя бустерный насос (насос высокого давления), соединенный с турбиной, которая выполнена с возможностью приведения ее в действие за счет расширения сжатого газа, причем упомянутый бустерный насос расположен ниже по потоку от первого бака и выше по потоку от турбонасоса.

Понятно, что бустерный насос служит для того, чтобы повысить давление турбонасоса. Увеличение давления позволяет поддерживать по меньшей мере минимальное давление на входе для первого компонента ракетного топлива в насосе турбонасоса и избежать кавитационных явлений, в частности в конце опустошения первого бака, когда это может предотвратить использование первого компонента ракетного топлива, содержащегося в первом баке.

В некоторых вариантах осуществления упомянутая турбина, соединенная с бустерным насосом, расположена ниже по потоку от третьего бака и выше по потоку от второго бака для второго компонента ракетного топлива.

Понятно, что турбина бустерного насоса приводится в действие сжатым газом, содержащимся в третьем баке. Этот газ затем нагнетается во второй бак для того, чтобы повысить в нем давление.

В некоторых вариантах осуществления первый компонент ракетного топлива входит в турбонасос в направлении тяги создающей тягу камеры.

Посредством такой компоновки оптимизируется размещение контура высокого давления. Выход из турбонасоса и выход из теплообменника располагаются рядом соответственно со входом теплообменника и со входом турбины турбонасоса. Такая компоновка становится возможной за счет установки вышеупомянутого бустерного насоса, который позволяет избежать кавитационных явлений на входе турбонасоса, который в противном случае был бы в положении «вверх ногами» и мог бы потребовать линии с изгибом между бустерным насосом и входом главного насоса.

В некоторых вариантах осуществления второй бак сделан из металла.

В некоторых вариантах осуществления второй бак сделан из армированного композиционного материала.

Для того, чтобы удерживать давление во втором баке и избежать его деформирования, структура из композиционного материала укрепляется, например, путем обмотки.

Кроме того, второй бак, сделанный из армированного композиционного материала, позволяет второму компоненту ракетного топлива на входе камеры достигать более высокого давления, чем можно достичь с металлическим баком, позволяя тем самым достичь более высокого давления в камере.

В некоторых вариантах осуществления компоненты ракетного топлива могут быть криогенными. В частности первый компонент ракетного топлива может быть жидким водородом, а второй компонент ракетного топлива может быть жидким кислородом.

При этих условиях, поскольку плотность жидкого кислорода является высокой по сравнению с плотностью жидкого водорода, второй бак таким образом имеет меньший объем, чем водородный бак, и следовательно масса газа для обеспечения давления ограничивается, и таким образом объем третьего бака для повышения давления во втором баке ограничивается по сравнению с ситуацией, в которой во втором баке хранится жидкий водород.

В некоторых вариантах осуществления сжатый газ является гелием.

Этот газ имеет то преимущество, что он практически является инертным. Кроме того, когда этот газ нагнетается во второй бак, он остается в газообразном состоянии и не конденсируется, даже когда второй компонент ракетного топлива является криогенным.

В некоторых вариантах осуществления первый контур питания включает в себя клапан питания, расположенный ниже по потоку от турбонасоса и выше по потоку от теплообменника.

В некоторых вариантах осуществления первый контур включает в себя перепускной клапан, расположенный ниже по потоку от теплообменника и выше по потоку от входа в создающую тягу камеру.

В некоторых вариантах осуществления перепускной клапан является регулируемым.

Понятно, что когда перепускной клапан открыт, часть первого компонента ракетного топлива, выходящего из теплообменника, проходит через этот клапан и попадает непосредственно в создающую тягу камеру, не питая турбину турбонасоса. Посредством этого регулируется скорость потока и таким образом количество первого компонента ракетного топлива, подаваемого в создающую тягу камеру. Меньшее количество ракетного топлива, питающего турбину, служит для того, чтобы замедлить турбину, и в результате замедлить насос турбонасоса.

В некоторых вариантах осуществления первый контур питания включает в себя двухпозиционный клапан питания, расположенный ниже по поткоу от турбонасоса и выше по потоку от теплообменника.

Понятно, что двухпозиционный клапан служит для открытия или закрытия прохода первого компонента ракетного топлива к теплообменнику. Таким образом, понятно, что двухпозиционный клапан является дополнительным к перепускному клапану, причем перепускной клапан регулирует количество первого компонента ракетного топлива, которое подается в турбину турбонасоса и таким образом в создающую тягу камеру.

Настоящее изобретение также предлагает способ питания создающей тягу камеры ракетного двигателя первым и вторым компонентами ракетного топлива, в котором первый компонент ракетного топлива перекачивается из первого бака к создающей тягу камере через первый контур питания создающей тягу камеры по меньшей мере одним турбонасосом, включающим в себя упомянутые насос и турбину, которая механически соединена с насосом, причем первый контур питания соединяет выход насоса со входом турбины через теплообменник, выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым в создающей тягу камере, для того, чтобы привести в действие турбину турбонасоса за счет расширения первого компонента ракетного топлива, нагретого в теплообменнике, в котором второй компонент ракетного топлива находится во втором баке под давлением большим, чем внутреннее давление создающей тягу камеры, и в котором второй компонент ракетного топлива выталкивается в создающую тягу камеру под действием внутреннего давления упомянутого второго бака через второй контур питания создающей тягу камеры, связанный со вторым баком, причем упомянутая вторая схема включает в себя входной клапан.

Несколько вариантов осуществления описываются в настоящем описании. Тем не менее, если не определено обратное, характеристики, описанные в отношении любого варианта осуществления или реализации, могут быть применены к другому варианту осуществления или реализации.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Настоящее изобретение и его преимущества могут быть лучше поняты при чтении следующего подробного описания вариантов осуществления настоящего изобретения, приведенных в качестве неограничивающих примеров. Настоящее описание ссылается на сопутствующие чертежи, в которых:

Фиг. 1 представляет собой схематическое представление ракетного двигателя, имеющего устройство питания в первом варианте осуществления настоящего изобретения, в котором турбонасос питается первым компонентом ракетного топлива в направлении, противоположном направлению движущей силы создающей тягу камеры ракетного двигателя; и

Фиг. 2 представляет собой схематическое представление ракетного двигателя, включающего в себя устройство питания во втором варианте осуществления настоящего изобретения, в котором турбонасос питается первым компонентом ракетного топлива в направлении движущей силы создающей тягу камеры ракетного двигателя.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Фиг. 1 показывает ракетный двигатель 100, включающий в себя создающую тягу камеру 10 и устройство питания для питания создующей тягу камеры первым и вторым компонентами ракетного топлива в первом варианте осуществления. Создающая тягу камера 10 включает в себя последовательно инжекционный купол 10a для впрыскивания первого компонента ракетного топлива и камеру сгорания 10b, включающую в себя в ее верхней части набор форсунок 10c, через которые подаются первый и второй компоненты ракетного топлива. Камера сгорания 10b завершается расходящейся частью 10d, которая может быть сделана, например, из металла или из композиционного материала. Таким образом, после прохождения через набор форсунок 10c первый компонент ракетного топлива и второй компонент ракетного топлива смешиваются и сгорают в камере сгорания 10b, производя тем самым газообразные продукты сгорания, обеспечивающие тягу ракетного двигателя 100.

Устройство питания создающей тягу камеры 10 включает в себя первый бак 12, содержащий первый компонент ракетного топлива, например криогенный водород в жидкой фазе, хранящийся при температуре приблизительно -253°C. Устройство питания также имеет второй бак 14, содержащий второй компонент ракетного топлива, например криогенный кислород в жидкой фазе, хранящийся при температуре приблизительно -183°C. Кроме того, в этом примере первый бак 12 и второй бак 14 являются цилиндрическими, однако они могут иметь другие формы.

Устройство питания имеет первый контур 16 питания для питания создающей тягу камеры 10 водородом, который соединен с первым баком 12, и такой контур упоминается ниже как «первый» контур, и устройство питания также имеет второй контур 18 питания для питания создающей тягу камеры 10 кислородом, который соединен со вторым баком 14, и такой контур упоминается ниже как «второй» контур.

В первом варианте осуществления первый контур 16 питания имеет обычный клапан 20 питания и турбонасос 22, включающий в себя насос 22a и турбину 22b, причем насос 22a и турбина 22b механически соединены вместе. В этом первом варианте осуществления жидкий водород из первого бака 12 входит в насос 22a в направлении, противоположном направлению P движущей силы создающей тягу камеры 10.

Первый контур 16 питания также имеет теплообменник 24, сформированный в стенке камеры сгорания 10b создающей тягу камеры 10 для того, чтобы охлаждать стенку камеры сгорания 10b, передавая тепло от горячего газа, образующегося при сгорании водорода в кислороде, к жидкому водороду во время его прохождения через теплообменник 24. Этот перенос тепла также способствует нагреванию жидкого водорода, который в газообразной фазе расширяется в турбине 22b, приводя тем самым в движение турбину 22b турбонасоса 22.

Таким образом, первый контур 16 питания для питания водородом создающей тягу камеры 10 функционирует в расширительном цикле.

Этот первый контур 16 питания также имеет перепускную линию 26 с перепускным клапаном 28. Первый контур 16 питания также имеет клапан 27 питания, расположенный ниже по потоку от насоса 22a турбонасоса 22 и выше по потоку от теплообменника 24. В этом примере клапан 27 питания представляет собой двухпозиционный клапан, однако в одном варианте он может быть регулируемым клапаном, служащим для регулирования скорости потока и таким образом количества первого компонента ракетного топлива, которое поступает в камеру сгорания 10b. Таким образом, когда клапан 27 питания является регулируемым клапаном, возможно обойтись без перепускного клапана 28.

Второй контур 18 питания для питания камеры сгорания 10b кислородом включает в себя регулируемый входной клапан 30, позволяющий регулировать скорость потока и таким образом количество кислорода, которое питает упомянутую камеру сгорания 10b.

Давление во втором баке 14, содержащем кислород, повышается сжатым газом, в данном примере гелием, содержащимся в третьем баке 32. Этот третий бак 32 соединяется со вторым баком 14 посредством контура 34 давления, включающего в себя редукционный клапан 36. Настоящее изобретение не ограничивается единственным кислородным баком, и может охватывать множество кислородных баков, например расположенных вокруг создающей тягу камеры 10, где давление в каждом из упомянутых баков повышается повышающим давление газом. В дополнение к этому, в одном варианте кислородный бак (баки) и их соответствующие источники газа могут быть сброшены, как только они будут израсходованы.

Эти условия обеспечивают хорошую эффективность ракетного двигателя, и в частности они позволяют обеспечить хороший удельный импульс, лежащий в диапазоне от 455 с до 465 с, в зависимости от длины расходящейся части 10d.

Второй бак 14, содержащий кислород, может быть сделан из металла, и в этом случае возможно получить давление кислорода на входе в камеру сгорания 10b, равное приблизительно 2 МПа, что делает возможным достижение давления в камере, равного приблизительно 1,5 МПа. Кроме того, второй бак 14 может быть сделан из композиционного материала, укрепленного, например, путем обмотки. Этот тип бака позволяет достичь более высоких давлений в камере, чем в том случае, когда бак сделан из металла. В частности, это позволяет получить давление кислорода на входе в камеру сгорания 10b, равное приблизительно 5 МПа и достичь давления в камере, находящегося в диапазоне от 3 МПа до 4 МПа.

Для того, чтобы питать камеру сгорания 10b водородом, водород перекачивается из первого бака 12 насосом 22a турбонасоса 22. Перекачиваемый водород проходит через двухпозиционный клапан 27 и течет через теплообменник 24. Тепло, создаваемое при сгорании смеси водорода и кислорода в камеру сгорания 10b, способствует нагреванию жидкого водорода, текущего в теплообменнике 24. На выходе из теплообменника 24 часть нагретого водорода проходит через регулируемый перепускной клапан 28 для того, чтобы достичь камеры сгорания 10b напрямую, не проходя через турбину 22b турбонасоса 22. Остаток нагретого водорода питает упомянутую турбину 22b и расширяется в ней, приводя ее тем самым в действие и таким образом приводя в действие насос 22a турбонасоса 22. Перепускной клапан 28 таким образом служит для регулирования скорости потока и таким образом количества водорода, подаваемого в камеру сгорания 10b, путем регулирования мощности турбины 22b турбонасоса 22. Чем больше количество нагретого водорода получает турбина 22b, тем сильнее работает насос 22a турбонасоса 22, и таким образом большее количество водорода выкачивается из первого бака 12.

В дополнение к этому, для питания камеры сгорания 10b кислородом во второй бак 14 через контур 34 давления подается гелий под давлением. Давление гелия, покидающего контур 34 давления, регулируется редукционным клапаном 36. Это повышает давление кислорода, содержащегося во втором баке 14, до давления более высокого, чем давление, существующее в камере сгорания 10b. После этого, регулируемый входной клапан 30 открывается и регулирует объемную скорость потока и таким образом количество кислорода под давлением, которое подается в камеру сгорания 10b для того, чтобы достичь хорошего соотношения смешивания между водородом и кислородом.

Ракетный двигатель 100 с устройством питания во втором варианте осуществления показан на Фиг. 2. Большинство элементов этого ракетного двигателя 100 идентично или эквивалентно описанным выше для первого варианта осуществления, и следовательно они обозначены теми же самыми ссылочными номерами.

Второй вариант осуществления отличается от первого тем, что первый компонент ракетного топлива входит в насос 22a турбонасоса 22 в направлении тяги P создающей тягу камеры 10, облегчая тем самым механическую интеграцию. При таких обстоятельствах первый контур 16 питания имеет бустерный насос 40, вставленный ниже по потоку от клапана 20 питания и выше по потоку от насоса 22a турбонасоса 22. Этот бустерный насос 40 механически соединен с турбиной 42. Эта турбина 42 вставляется в контур 34 давления ниже по потоку от третьего бака 32 со сжатым гелием и ниже по потоку от редукционного клапана 36, и выше по потоку от второго бака 14. Турбина 42, соединенная с бустерным насосом 40, таким образом, приводится в действие сжатым гелием, приводя в свою очередь в движение упомянутый бустерный насос 40. Бустерный насос 40 служит для того, чтобы избежать кавитационных явлений на входе насоса 22a турбонасоса 22, которые могли бы произойти в частности в конце опустошения первого бака 12, учитывая ориентацию турбонасоса 22 в этом варианте осуществления.

Работа устройства питания в этом втором варианте осуществления почти аналогична работе первого варианта осуществления. Она отличается от первого варианта осуществления тем, что до того, как быть отправленным во второй бак 14 с целью повышения давления во втором баке 14, содержащем жидкий кислород, гелий, содержащийся в третьем баке 32, питает турбину 42, соединенную с бустерным насосом 40, приводя тем самым в действие упомянутый бустерный насос 40. В результате на выходе из клапана 20 питания кислород проходит через бустерный насос 40, и бустерный насос 40 служит для повышения давления насоса турбонасоса.

Хотя настоящее изобретение описывается со ссылкой на конкретные варианты осуществления, должно быть ясно, что модификации и изменения могут быть выполнены в нем без выхода за пределы общей области охвата настоящего изобретения, определяемой формулой изобретения. В частности отдельные характеристики различных показанных и/или упомянутых вариантов осуществления могут быть скомбинированы в дополнительных вариантах осуществления. Следовательно, данное описание и чертежи следует рассматривать в том смысле, что они являются иллюстративными, а не ограничивающими.

1. Устройство питания для питания создающей тягу камеры (10) ракетного двигателя (100) по меньшей мере одним первым компонентом ракетного топлива и по меньшей мере одним вторым компонентом ракетного топлива, включающее в себя:

по меньшей мере один первый бак (12) для вмещения первого компонента ракетного топлива;

по меньшей мере один второй бак (14) для вмещения второго компонента ракетного топлива;

по меньшей мере один первый контур (16) питания для питания создающей тягу камеры (10), соединенный с первым баком; и

по меньшей мере один второй контур (18) питания для питания создающей тягу камеры (10), соединенный со вторым баком;

причем упомянутое устройство питания отличается тем, что упомянутый первый контур (16) питания включает в себя по меньшей мере один турбонасос (22) с по меньшей мере одним насосом (22а) для перекачивания первого компонента ракетного топлива из первого бака (12) и по меньшей мере одну турбину (22b), механически соединенную с упомянутым насосом (22а), причем упомянутый первый контур (16) питания соединяет выход насоса (22а) с входом турбины (22b) турбонасоса (22) через теплообменник (24), выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым создающей тягу камерой (10), для приведения в действие турбины (22b) турбонасоса (22) за счет расширения нагретого первого компонента ракетного топлива, а также тем, что упомянутый второй контур (18) питания выполнен с возможностью питания создающей тягу камеры (10) через входной клапан (30) вторым компонентом ракетного топлива из второго бака (14), который выполнен с возможностью повышения в нем давления до давления выше, чем давление, которое существует в создающей тягу камере (10), для того, чтобы питать упомянутую создающую тягу камеру, а также тем, что упомянутый входной клапан (30) второго контура (18) питания является регулируемым клапаном, который служит для регулирования скорости потока и таким образом количества второго компонента ракетного топлива, питающего создающую тягу камеру (10),

причем первый контур (16) питания включает в себя бустерный насос (40), соединенный с турбиной (42), которая выполнена с возможностью приведения ее в действие за счет расширения сжатого газа, причем упомянутый бустерный насос (40) расположен ниже по потоку от первого бака (12) и выше по потоку от насоса (22а) турбонасоса (22).

2. Устройство питания по п. 1, в котором по меньшей мере один третий бак (32) выполнен с возможностью вмещения сжатого газа, причем упомянутый третий бак (32) соединен со вторым баком (14) через редукционный клапан (36).

3. Устройство по п. 1, в котором упомянутая турбина (42), соединенная с бустерным насосом (40), расположена ниже по потоку от третьего бака (32) и выше по потоку от второго бака (14) второго компонента ракетного топлива.

4. Устройство питания по п. 1 или 3, в котором первый компонент ракетного топлива входит в насос (22а) турбонасоса (22) в направлении тяги создающей тягу камеры (10).

5. Устройство питания по п. 1, в котором второй бак (14) сделан из металла.

6. Устройство питания по п. 1, в котором второй бак (14) сделан из армированного композиционного материала.

7. Устройство питания по п. 1, в котором первый компонент ракетного топлива является жидким водородом, и в котором второй компонент ракетного топлива является жидким кислородом.

8. Устройство питания по п. 2, в котором сжатый газ, содержащийся в третьем баке (32), является гелием.

9. Устройство по п. 1, в котором первый контур (16) питания включает в себя клапан (27) питания, расположенный ниже по потоку от насоса (22а) турбонасоса (22) и выше по потоку от теплообменника (24).

10. Устройство по п. 1, в котором первый контур (16) питания включает в себя перепускной клапан (28), расположенный ниже по потоку от теплообменника (24) и выше по потоку от входа в создающую тягу камеру (10).

11. Устройство по п. 10, в котором перепускной клапан (28) является регулируемым.

12. Устройство по п. 10 или 11, в котором первый контур (16) питания включает в себя двухпозиционный клапан ниже по потоку от насоса (22а) турбонасоса (22) и выше по потоку от теплообменника (24).

13. Способ питания создающей тягу камеры (10) ракетного двигателя (100) первым и вторым компонентами ракетного топлива, отличающийся тем, что:

первый компонент ракетного топлива перекачивают из первого бака (12) к создающей тягу камере (10) через первый контур (16) питания создающей тягу камеры по меньшей мере одним насосом (22а) турбонасоса (22), включающего в себя упомянутый насос (22а) и турбину (22b), которая механически соединена с насосом (22а), причем первый контур (16) питания соединяет выход насоса (22b) с входом турбины (22а) через теплообменник (24), выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым в создающей тягу камере (10), для того, чтобы привести в действие турбину (22b) турбонасоса (22) за счет расширения первого компонента ракетного топлива после нагрева в теплообменнике (24);

тем, что повышают давление второго компонента ракетного топлива во втором баке (18) до внутреннего давления, которое выше, чем внутреннее давление создающей давление камеры (10);

тем, что второй компонент ракетного топлива выталкивают к создающей тягу камере (10) за счет внутреннего давления упомянутого второго бака (14) через второй контур (18) питания создающей тягу камеры (10), связанный со вторым баком (14), причем упомянутый второй контур включает в себя входной клапан (30);

тем, что упомянутый входной клапан (30) второго контура (18) питания является регулируемым клапаном, который позволяет регулировать скорость потока и таким образом количество второго компонента ракетного топлива, питающего создающую тягу камеру (10); и

тем, что первый контур (16) питания включает в себя бустерный насос (40), соединенный с турбиной (42), которая выполнена с возможностью приведения ее в действие за счет расширения сжатого газа, причем упомянутый бустерный насос (40) расположен ниже по потоку от первого бака (12) и выше по потоку от насоса (22а) турбонасоса (22).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для запуска ЖРД. Жидкостной ракетный двигатель содержит блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения, при этом в качестве средства интенсификации горения применены СВЧ-излучатели, установленные на поверхности камеры и/или газогенератора.

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9).

Блок сопел // 2587729
Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально закрытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок сопел состоит из корпусов, герметично соединенных между собой общим патрубком входа сваркой.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа. Газовый тракт на выходе из газогенератора и в корпусе турбины ТНА снабжен гальваническим никелевым и медным покрытиями, повышающими стойкость агрегатов к возгоранию, единый концевой участок изогнутого трубопровода двигателя в полетной комплектации снабжен смотровым отверстием и приваренным к нему резьбовым штуцером осмотра колеса турбины с установленной на нем заглушкой и уплотнительным кольцом, в патрубках на выходе из единого концевого участка изогнутого трубопровода смонтированы резьбовые штуцеры с установленными в них тремя термопарами, имеющими различную длину чувствительного элемента, и уплотнительными прокладками, на прямолинейных участках разветвленного изогнутого трубопровода установлены теплообменники, снабженные штуцерами подвода и отвода газа наддува, причем штуцер подвода газа наддува расположен ниже по потоку окислительного генераторного газа.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, имеющий головку и расположенный под ним турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, основную турбину и насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, при этом выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапан окислителя с головкой газогенератора, при этом на источнике высокого давления выполнена торцовая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий и их совмещения с одним из сопловых аппаратов, а трубопровод в месте соединения с газогенератором установлен радиально.

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения. Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении ЖРД, что достигается уменьшением нагрева подшипников. Для этого турбонасосный агрегат включает корпус 1, ротор с центробежным насосом 2, турбину 3, подшипниковую опору 4, входной патрубок насоса низкого давления 5, выход из насоса высокого давления 6, камеру высокого давления 7, трубопровод 8, обратный клапан 9 и жиклер 10.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, причем дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, согласно изобретению между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнены по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя, два насоса горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки второго горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла вторым горючим и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. В турбонасосном агрегате (ТНА) жидкостного ракетного двигателя, содержащем основную турбину и насосы окислителя, горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, согласно изобретению на источнике высокого давления выполнена торцевая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенные в единый блок, согласно изобретению он снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой, кроме того, двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода. Ракетный двигатель в сборе имеет контур паров кислорода (60) для направления паров кислорода с помощью нагревателя в камеру сгорания или в бак. При направлении паров кислорода в камеру сгорания двигатель развивает малую тягу. Изобретение обеспечивает работу двигателя на большой и малой тяге, избегая появления колебательных явлений в системе подачи горючего. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса и надежности ЖРД. 1 ил.

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя. Оно находит применение, в частности, для летательного аппарата типа воздушно-космического самолета. Изобретение обеспечивает понижение температуры, действующей на турбонасосы. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к устройству питания камер ракетных двигателей первым и вторым компонентами ракетного топлива. Первый контур питания создающей тягу камеры включает в себя турбонасос, имеющий по меньшей мере один насос для перекачки первого компонента ракетного топлива из первого бака и турбину, механически соединенную с упомянутым насосом. Первый контур питания соединяет выход насоса с входом турбины через теплообменник, выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым создающей тягу камерой, для того, чтобы привести в действие турбину. В соответствии с настоящим изобретением второй контур питания выполнен с возможностью питания создающей тягу камеры вторым компонентом ракетного топлива из второго бака, который выполнен с возможностью поддержания повышенного давления. Настоящее изобретение также предлагает способ питания создающей тягу камеры ракетного двигателя первым и вторым компонентами ракетного топлива. Изобретение обеспечивает повышение давления в баках, содержащих компоненты ракетного топлива. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх