Ракетный двигатель в сборе

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к ракетному двигателю в сборе, включающему в себя бак с жидким кислородом, двигатель, имеющий камеру сгорания, и «нагреватель» теплообменник, способный превращать жидкий кислород в пар.

Уровень техники

Двигатель обычного типа, в котором газ из камеры сгорания выходит через сопло, образует тягу.

Обычно в подобных ракетных двигателях необходимо поддерживать жидкий кислород в баке под давлением для обеспечения равномерной скорости истечения жидкого кислорода, направляемого в двигатель. Давление поддерживается путем подачи гелия в газовое пространство в верхней части бака или подачи кислорода в паровой фазе, получаемой путем превращения жидкого кислорода в пар в теплообменнике.

Раскрытие изобретения

Изобретение относится, в частности, к особому ракетному двигателю, который требуется для так называемого режима работы «на малой тяге», для придания ускорения ракете, на которой он установлен, которая значительно меньше, чем номинальная максимальная тяга, которую он может придать ракете.

Такой ракетный двигатель в сборе предназначен, в основном, для осуществления следующих стадий полета.

В течение первой стадии работы двигателя он придает заданное ускорение ракете с тем, чтобы ракета могла достигнуть заданного положения и скорости на орбите. Это ускорение, в общем, передается ракете благодаря работе ракетного двигателя в сборе в «нормальном» режиме, при котором двигатель развивает номинальную максимальную тягу, на которую он рассчитан.

Когда ракета достигнет требуемого положения и скорости на орбите, спутник(и) или другой полезный груз, перевозимый на борту, будет доставлен.

На второй стадии работы двигателя он служит для возвращения ракеты на землю, чтобы она не загромождала космическое пространство за пределами атмосферы. Во время этого возвращения ракеты на землю необходимо направлять ракету в предполагаемый район для посадки (обычно в море).

Во время этой стадии возвращения масса ракеты намного меньше, чем до доставки спутника. Кроме того, сила притяжения стремится скорее ускорить ракету, чем замедлить ее. Следовательно, чтобы обеспечить, чтобы тяга от двигателя позволяла ракете быть управляемой и чтобы ракета оставалась контролируемой, необходимо чтобы во время стадии возвращения двигатель придавал ракете ускорение значительно меньшее, чем номинальная максимальная тяга.

Кроме того, программа полета ракеты может также включать определенные орбитальные маневры в целях изменения орбиты ракеты после того, как она вышла на первую орбиту. Во время этих маневров и в силу вышеуказанных причин тяга, требуемая от двигателя ракеты, значительно меньше номинальной максимальной тяги.

До сих пор ракетные двигатели типа, представленного во вступительной части, вынуждены были создавать малую тягу, в основном, путем снижения скорости подачи горючего в двигатель.

Тем не менее, было обнаружено, что, когда скорость истечения горючего становится очень низкой, колебательные явления могут появиться между камерой сгорания и системами подачи горючего, соединяющими бак горючего с камерой сгорания. Эти колебательные явления создают большую неустойчивость тяги от двигателя, которая, естественно, является вредной для управления ракетой во время стадии ее возвращения.

Для предотвращения этих колебательных явлений, в частности, когда горючим в конкретном случае является кислород и двигатель предназначен для работы в режиме номинальной максимальной тяги с введением кислорода в камеру сгорания через инжекторы в жидкой фазе, применялся способ подачи кислорода в двигатель не в жидкой фазе, а скорее в паровой фазе. Было обнаружено, что эта мера значительно снижает колебательные явления.

Тем не менее, чтобы достигнуть этого результата, было необходимо добавить к двигателю дополнительный нагреватель для испарения кислорода. Это изменение ведет, таким образом, к дополнительному весу, стоимости и сложности ракеты, чего желательно было бы избежать.

Целью изобретения, поэтому является ракетный двигатель в сборе типа, представленного во вступительной части, который имеет лучшие характеристики, например, условия веса, сложности и/или стоимости и т.п., чем ракетные двигатели в сборе известных типов, и который удовлетворяет следующим требованиям:

- быть пригодным для работы в «нормальном» режиме, в котором двигатель создает номинальную максимальную тягу для ракеты, на которой он установлен;

- также быть пригодным для работы в режиме «малой тяги», в котором двигатель создает малую тягу для ракеты, которая значительно меньше, чем номинальная максимальная тяга;

- в то же время, также избегая появления колебательных явлений в системе подачи горючего в ракетном двигателе в сборе.

Эта цель достигается ракетным двигателем в сборе типа, представленного во вступительной части, при условии, что ракетный двигатель в сборе включает в себя контур паров кислорода, пригодный в первом режиме работы (именуемом как режим работы «на малой тяге») для направления кислорода, испаряемого нагревателем, исключительно в камеру сгорания; и во втором режиме работы (именуемом как режим работы «на большой тяге») для направления его исключительно в бак.

Таким образом, в ракетном двигателе в сборе единственный теплообменник, именуемый как нагреватель, служит, во-первых, при работе на малой тяге, для испарения кислорода и снабжения двигателя кислородом в паровой фазе и, во-вторых, при нормальной работе на большой тяге, для поддержания постоянного давления в кислородном баке. Изобретение поэтому обеспечивает преимущество в получении этих двух функций и осуществлении этих двух режимов работы с использованием одного нагревателя. Что касается энергии, поглощаемой нагревателем, то двигатель обычно разработан таким образом, что энергия, используемая нагревателем для испарения кислорода, берется от отработанного газа двигателя. Термин «отработанный газ» используется здесь для обозначения любого газа, полученного в камере сгорания двигателя.

На выходе из нагревателя, кислород, превращенный в пар нагревателем, распределяется с помощью контура паров кислорода.

В одном варианте осуществления этот контур выглядит следующим образом: ракетный двигатель в сборе имеет основной трубопровод для подачи кислорода в двигатель, этот трубопровод соединяет бак с камерой сгорания, чтобы двигатель получал жидкий кислород; и контур паров кислорода включает в себя устройство клапанов, которое обеспечивает соединение камеры сгорания избирательно с названным трубопроводом для подачи в нее жидкого кислорода или с контуром паров кислорода для подачи в нее паров кислорода.

В примере осуществления контур паров кислорода имеет устройство клапанов для направления паров кислорода избирательно в бак или камеру сгорания, но не в оба одновременно. Было обнаружено, что при работе на малой тяге нет необходимости поддерживать постоянное давление в кислородном баке.

Что касается устройства клапанов, то контур паров кислорода может, таким образом, включать в себя трехлинейный клапан, пригодный для направления потока паров кислорода, поступающего из нагревателя, в камеру сгорания или в бак.

Кроме того, контур паров кислорода может включать в себя часть контура параллельно между точками отвода вверх и вниз по потоку, расположенными на основном трубопроводе. Этот вариант выгодно способствует тому, чтобы верхняя и нижняя части основного трубопровода, которые расположены соответственно выше и ниже точки отвода в контуре паров кислорода, использовались для передачи жидкого кислорода при нормальной работе и паров кислорода при работе с низким давлением.

Кроме обеспечения потока паров кислорода могут быть приняты различные меры для регулирования подачи жидкого кислорода в двигатель. В одном варианте осуществления двигатель может включать в себя клапан жидкого кислорода, установленный на основном трубопроводе между верхней и нижней точками отвода и позволяющий открывать или закрывать этот трубопровод. Закрытие клапана жидкого кислорода позволяет обеспечить при режиме работы на малой тяге введение только паров кислорода в двигатель.

Ракетный двигатель в сборе согласно настоящему изобретению может иметь различные типы двигателя.

Ракетный двигатель в сборе может, поэтому быть основан на типе двигателя с отводами, то есть двигателе, в котором отработанный газ используется для направления энергии (в тепловой и/или механической форме) к определенным частям двигателя.

В варианте осуществления нагреватель представляет собой теплообменник для обмена теплом между кислородом и отработанным газом из двигателя. Нагреватель может быть расположен в различных местах.

Во-первых, он может быть расположен, по крайней мере, отчасти в стене камеры сгорания и/или инжекционной насадки двигателя. Тем не менее, он может быть также расположен на расстоянии от камеры сгорания и инжекционной насадки двигателя. В таких условиях ракетный двигатель в сборе имеет контур отработанного газа для отвода отработанного газа от двигателя и передачи его к нагревателю. В качестве преимущества варианта контур отработанного газа также позволяет подавать отобранный отработанный газ, по крайней мере, в одну турбину для приведения ее в действие. Турбина (турбины) может (могут) быть в турбонасосах для подачи горючего в двигатель, например, кислородный и водородный турбонасосы.

Когда отобранный отработанный газ используется для приведения в действие турбины, теплообменник желательно располагать вниз по потоку от названной, по крайней мере, одной турбины в контуре отобранного отработанного газа.

Когда отобранный отработанный газ используется для приведения в действие одной или более турбин, ракетный двигатель в сборе может также включать в себя обводной патрубок, соединяющий вместе две точки контура отработанного газа, которые расположены соответственно вверх и вниз по потоку названной, по крайней мере, одной турбины. Обводной патрубок должен открываться или закрываться с помощью одного или нескольких клапанов в зависимости от режима работы двигателя: он должен закрываться, чтобы турбины приводились в действие с помощью отобранного отработанного газа, и он должен открываться для предотвращения приведения в действие турбины.

Ракетный двигатель в сборе может быть также основан на двигателе типа детандер, то есть двигателе, в котором теплоноситель, в частности горючее (в данном случае водород), отбирается и превращается в пар, чтобы передать энергию (в тепловой и/или механической форме) определенным частям двигателя.

Таким образом, ракетный двигатель в сборе может также включать в себя контур потока теплоносителя, имеющий первичный теплообменник, способный передавать тепловую энергию от отработанного газа к теплоносителю, а также нагреватель, который является вторичным теплообменником, способным передавать тепловую энергию теплоносителя кислороду. Использование промежуточного теплоносителя обеспечивает гибкость расположения нагревателя и контура паров кислорода.

Теплоноситель может служить для передачи энергии не только в тепловой форме, но также и в механической форме.

С этой целью в ракетном двигателе в сборе первичный теплообменник является пригодным для испарения теплоносителя; и контур потока теплоносителя может способствовать введению испаряющегося теплоносителя, по крайней мере, в одну турбину для приведения ее в действие. Превращение в пар теплоносителя выгодно способствует появлению жидкости под давлением; энергия, направляемая теплоносителю, может быть затем восстановлена с помощью одной или нескольких турбин. Турбина (турбины) может (могут) быть, в частности, частью (частями) турбонасосов в контурах подачи горючего двигателя.

Желательно, чтобы теплоноситель был другим видом горючего, используемого двигателем, например, водородом.

Краткое описание чертежей

Изобретение может быть более очевидно, а его преимущества более наглядными после изучения нижеследующего детального описания вариантов осуществления, приведенными в качестве неограничивающих примеров. Описание имеет ссылки на прилагаемые чертежи, на которых:

- Фиг. 1 и 2 показывают схематическое изображение первого ракетного двигателя в сборе согласно изобретению, включающего в себя двигатель типа детандер, представленного соответственно при нормальном режиме работы и в режиме работы на малой тяге; и

- Фиг. 3 и 4 показывают схематическое изображение второго ракетного двигателя в сборе согласно изобретению, включающего в себя двигатель с отводами соответственно при нормальном режиме работы и в режиме работы на малой тяге.

Осуществление изобретения

Со ссылкой на Фиг. 1 ниже следует описание ракетного двигателя в сборе 5, включающего двигатель 10 ракеты.

Ракетный двигатель в сборе 5 включает в себя водородный бак (30А), не показанный на рисунке, кислородный бак 30B, «нагреватель» теплообменник 46, контур распределения жидкой среды 32 и двигатель 10.

Двигатель 10 представляет собой двигатель так называемого типа «детандер». В таком двигателе горючее и окисляющий компонент сгорают в камере сгорания до введения их в сопло. В изображенном примере горючим является водород, а окисляющим компонентом кислород; другое горючее, кроме водорода, может быть использовано в контексте изобретения.

Функциональные части двигателя 10 включают в себя, в частности, камеру сгорания 12 и сопло 16, имеющее расширяющийся патрубок.

Система распределения жидкой среды 32 имеет два топливопровода 14А и 14B для подачи соответственно жидкого водорода и жидкого кислорода к двигателю, а также контур паров кислорода для выполнения функции, описанной ниже.

Верхние части двух топливопроводов 14А и 14B идентичны: каждая имеет подкачивающий насос (18А, 18B), гибкий сегмент (24А, 24В) и подающую трубу (22А, 22В), соединяющую бак (баки 30А, 30B) с соответствующим турбонасосом (20А, 20B).

В аналогичном варианте осуществления топливопроводы могут быть выполнены без подкачивающих насосов 18А и 18B.

К турбонасосам 20А и 20B подаются, таким образом, соответственно жидкий водород и жидкий кислород, поступающие из баков 30А и 30B через верхние части топливопроводов 14А и 14B.

Турбонасосы 20А и 20B представляют собой насосы известных типов соответственно для водорода и кислорода. Каждый из них включает в себя насос (насосы 26А, 26B), соединенный с турбиной (турбины 28А, 28B). Насос 26А является двухступенчатым, а насос 26B одноступенчатый. Насосы 26А и 26B служат соответственно для откачки водорода и кислорода из баков 30A и 30B, в которых они установлены, и подачи их в двигатель 10 через нижние части топливопроводов 14А и 14B. Кислородный бак 30B ракетного двигателя в сборе подает, таким образом, жидкий кислород в камеру сгорания 12 через топливопровод 14B.

Соответствующее расположение топливопроводов 14А и 14B более детально описано ниже.

Водородный контур

Насос 26А подает жидкий водород через трубопровод 34 на теплообменник 36 (первичный теплообменник), который расположен на стенке сопла 16 и камеры сгорания 12.

В теплообменнике 36 водород находится в контакте с соплом 16 и камерой сгорания 12. Под действием тепла водород превращается в пар. На выходе из теплообменника 36 поток паров водорода направляется через трубопровод 38 к турбине 28А турбонасоса 20А. Давление водорода, протекающего через турбину 28А, приводит в действие насос 26А.

Выходя из турбины 28А, пары водорода направляются через трубопровод 40 к выходному отверстию турбины 28B. Давление водорода, протекающего через турбину 28B, приводит затем в действие насос 26А.

Выходя из турбины 28B, пары водорода направляются через трубопровод 42, клапан 44 и теплообменник 46 (вторичный теплообменник) к двигателю 10. Затем водород подается в камеру сгорания 12. Контур 14А для подачи водорода к двигателю, таким образом, включает в себя последовательно трубопровод 34, теплообменник 36 и трубопроводы 38, 40 и 42.

Кроме того, обводной трубопровод 50, снабженный клапаном 52, соединяет трубопровод 38 с точкой отвода, находящейся на трубопроводе 42 между клапаном 44 и теплообменником 46. Более того, для обеспечения обхода турбин 28А и 28B контур 32 имеет обходные патрубки 66 и 68, снабженные соответствующими клапанами 70 и 72. Эти патрубки взаимосвязывают соответственно впускные и выпускные отверстия турбин 28А и 28B. Назначение трубопроводов 50, 66 и 68, а также клапанов 52, 70 и 72 детально описано ниже.

Кислородный контур

Насос 26B подает жидкий кислород в «основной» трубопровод 54, на котором установлен запорный клапан 56. Кислород поступает через трубопровод 54 в двигатель 10, где он вводится в камеру сгорания 12.

Контур паров кислорода

Система распределения жидкой среды 32 имеет также контур паров кислорода. Контур паров кислорода представляет собой контур, с помощью которого жидкий кислород отбирается и доставляется в теплообменник 46, где он превращается в пар прежде, чем он поступит в камеру сгорания 12 или в кислородный бак 30B в зависимости от выбранного режима работы.

Для уменьшения размера контура паров кислорода предпочтительно выполнить его в виде параллельного контура и расположить его между точками отвода на основном трубопроводе. Контур паров кислорода 60 выполнен именно таким образом. Он имеет параллельный трубопровод вверх по потоку 58, соединенный в точке ответвления Т1 с основным трубопроводом 54. Жидкий кислород, взятый из трубопровода 54, подается трубопроводом 58 в теплообменник 46, где он превращается в пар.

Теплообменник 46 действует следующим образом.

Пары водорода, которые довольно горячие (так как они превращаются в пар и нагреваются с помощью отработанного газа из двигателя 10 в теплообменнике 36), проходят через теплообменник 46. Этот поток водорода сталкивается с более прохладным кислородом, поступающим из кислородного бака 30B. Теплообменник 46 нагревает поток кислорода, поступающий из трубопровода 58, и превращает его в пар.

Кислород в парообразном состоянии выходит из теплообменника 46 через патрубок 61 и вводится в трехлинейный клапан 64, именуемый как выпускной клапан теплообменника. Клапан 64 предназначен для направления потока паров кислорода в газовое пространство в верхней части бака 30B через трубопровод 62 или в трубопровод кислорода высокого давления 54 и, следовательно, в двигатель 10 через патрубок 63. Патрубок 63 соединяется с трубопроводом 54 в точке отвода (вниз по потоку) T2. Запорный клапан 56 трубопровода 54 расположен вверх по потоку от точки отвода T2.

Принцип действия ракетного двигателя в сборе 5

Фиг. 1 изображает принцип действия двигателя при работе в нормальном режиме большой тяги, и Фиг. 2 изображает его при работе в режиме малой тяги.

При обычных условиях работы клапан 64 устанавливается таким образом, чтобы пары кислорода, покидая теплообменник 46, направлялись в газовое пространство в баке 30B через трубопровод 62. Введение кислорода в паровой фазе в бак 30B способствует контролю давления, которое существует в баке и, таким образом, стабилизации подачи кислорода в двигатель 10. Скорость подачи в патрубке 63 в этом случае равна нулю. Клапан 56 открыт для подачи жидкого кислорода в двигатель 10, и клапан 44 открыт для подачи жидкого водорода в двигатель 10. Клапан 52 закрыт, и скорость подачи в трубопроводах 50, 66 и 68 равна нулю. Таким образом, пары водорода, выходя из теплообменника 36, проходят через турбины 28А и 28B прежде, чем войти в двигатель 10 через патрубок 42. В результате этого давление паров водорода приводит в действие турбины 28А и 28B и соответственно приводит в действие насосы 26А и 26B. Во время этой стадии положение клапанов 70 и 72, которые позволяют обойти турбины 28А и 28B соответственно, регулируется таким образом, чтобы направлять скорость потока через эти турбины с тем, чтобы скорректировать работу двигателя и отрегулировать тягу, которую он создает.

В отличие от этого, в условиях «малой тяги», клапан 64 устанавливается так, чтобы пары кислорода, покидая теплообменник 46, направлялись через патрубок 63 в трубопровод 54 и только в трубопровод 54. К двигателю 10, таким образом, подаются пары кислорода и только пары кислорода, так как одновременно запорный клапан 56 на основном трубопроводе 54 закрыт.

Кроме того, при этом режиме работы, нет необходимости приводить в действие турбонасосы 20А и 20B. Насосы 20А и 20B приводятся в действие только под действием давления жидкой среды, поступающей из баков. Поэтому они нагнетают ее со скоростью сравнительно низкой, но достаточной для работы в режиме малой тяги.

При этом режиме работы клапан 44 закрыт, что означает, что на турбины 28А и 28B не подается водород. Клапан 52 в патрубке 50 открыт, и поэтому через патрубок 50 пары водорода, выходя из теплообменника 36, попадают в трубопровод 32 (при этом в трубопроводах 38 и 40 скорость потока равна нулю). Пары водорода, попавшие, поэтому в патрубок 42, подаются в теплообменник 46. Они передают часть своего тепла кислороду, протекающему через него, и тем самым превращают в нем кислород в пар.

В то же самое время клапан 56 в трубопроводе 54 закрыт. Следовательно, только кислород, протекающий в контуре паров кислорода, подается в двигатель 10 через патрубки 58, 61 и 63 и через сегмент трубопровода 54, расположенный вниз по потоку. В результате, только пары кислорода поступают в двигатель 10.

Подача кислорода в паровой фазе в двигатель 10 имеет то преимущество, что поток кислорода имеет объемную скорость потока, достаточную для того, чтобы его можно было регулировать и стабилизировать, тем не менее, имея весовую скорость потока, которая очень низкая, что, таким образом, позволяет значительно снизить мощность двигателя. Поэтому можно эксплуатировать двигатель 10 на уровне мощности, меньше чем 75% его номинальной мощности.

В двигателе 10 кислород превращается в пар благодаря водороду, предварительно превращенному в пар. Водород присутствует в паровой фазе ввиду наличия двигателя типа детандер, предназначенного для работы на водороде в паровой фазе. В этом двигателе контур (патрубки 34 и 38, а также теплообменники 36 и 46) для распределения и превращения водорода в пар представляет собой контур для прохождения потока теплоносителя в виде водорода. Этот контур способствует передаче энергии тепла от отработанного газа водороду и затем передачи водородом кислороду.

Тепло может также передаваться кислороду, чтобы превратить его в пар без использования теплоносителя, в частности, например, в ракетных двигателях в сборе, в которых используются двигатели не типа детандер, а отбора мощности. В таких двигателях часть отработанного газа отбирается для передачи тепла разным компонентам двигателя.

В качестве примера ниже следует описание со ссылкой на Фиг.3 и 4 ракетного двигателя в сборе 105 изобретения. Если не указано иначе, ракетный двигатель в сборе 105 является идентичным ракетному двигателю в сборе 5. Следовательно, описание относится только к характеристикам ракетного двигателя в сборе 105, который отличается от ракетного двигателя в сборе 5. Кроме того, элементы, которые идентичны или подобные, имеют одинаковые справочные номера в обоих вариантах осуществления изобретения.

Как и в ракетном двигателе в сборе 5, ракетный двигатель в сборе 105 имеет водородный бак (30А), который не показан на рисунках, кислородный бак 30B, нагреватель 146, контур распределения жидкой среды 132 и двигатель 110.

Водородный и кислородный баки 30А и 30B, а также верхние части контуров подачи горючего 14А и 14B идентичны в устройстве 105 и устройстве 5.

Водородный контур

Насос 26А подает жидкий водород через патрубок 34 в теплообменник 136. Он идентичен теплообменнику 36 за исключением того, что поток паров водорода, выходя из теплообменника 136, не направляется к турбине 28А через патрубок 38 (в устройстве 5), а подается непосредственно в камеру сгорания 12 двигателя 10.

Контур отработанного газа

Устройство 105 имеет также контур отработанного газа. Этот контур включает в себя одно или несколько отводных отверстий вверх по потоку 101 для отвода части отработанного газа из камеры сгорания 12 (отработанный газ может быть также отобран из сопла 16). Отобранный газ проходит по трубе 138 с клапаном 170 в турбину 28А. На выходе из этой турбины по трубе 140 отработанный газ направляется в турбину 28B. Таким образом, отработанный газ служит для приведения в действие турбин 28А и 28B и соответственно насосов 20А и 20B. На выходе из турбины 28B отработанный газ направляется по трубе 115 в наружное выпускное отверстие 116.

Нагреватель 146 установлен на трубе 115. Аналогично нагревателю 46 он предназначен для превращения в пар жидкого водорода, протекающего через него; тем не менее, нагреватель 146 отбирает тепло у отработанного газа, проходящего по трубе 115, а не у паров водорода.

Обходная труба 150 с клапаном 152 служит для соединения трубы 138 с точкой отвода T3, расположенной на трубе 115 и вверх по потоку от нагревателя 46. Функционирование трубы 150 и клапана 152 детально описано ниже.

Кислородный контур и контур паров кислорода

Эти контуры, по существу, идентичны контурам ракетного двигателя в сборе 5 за исключением того, что нагреватель 46 (кислород/водород) заменен нагревателем 146 (кислород/отработанный газ).

Принцип действия устройства 105, по существу, во многом сходного с устройством 5

Основное различие состоит в том, что при нормальной работе турбины 28А и 28B приводятся в действие с помощью давления отработанного газа, проходящего в контуре отработанного газа, а не давления водорода, превращенного в пар в теплообменнике 36 (пары водорода вводятся непосредственно в двигатель 10). Тот же отработанный газ выгодно используется для превращения кислорода в пар и, таким образом, для обеспечения постоянного давления в кислородном баке 30B.

При работе с малой тягой кислород таким же образом превращается в пар с помощью отработанного газа из контура отработанного газа. Однако при этом режиме работы отработанный газ не используется для приведения в действие турбин 28А и 28B. Клапан 152 открыт, в то время как клапан 170 закрыт. В результате этого, трубы 138 и 140 не позволяют отработанному газу проходить через турбины 28А и 28B. Отработанный газ проходит непосредственно через трубу 150 из выходных отверстий отработанного газа в камере сгорания 12 к точке отвода T3 на трубе 115. Прежде чем отработанный газ будет удален через отверстие 116, он, таким образом, выполняет функцию превращения кислорода в пар, тем самым обеспечивая подачу паров кислорода в двигатель 110.

1. Ракетный двигатель в сборе (5, 105), содержащий бак (30В) для жидкого кислорода, двигатель (10, 110), имеющий камеру сгорания (12, 112), и «нагреватель» теплообменник (46, 146), пригодный для превращения в пар жидкого кислорода, и отличающийся тем, что содержит контур паров кислорода (60), пригодный в первом режиме работы для направления паров кислорода теплообменником исключительно в камеру сгорания и во втором режиме работы для направления их исключительно в бак.

2. Ракетный двигатель в сборе по п. 1, имеющий основной трубопровод (54) для подачи кислорода в двигатель, названный трубопровод пригоден для соединения бака (30В) с камерой сгорания для подачи жидкого кислорода в двигатель, в котором контур паров кислорода включает в себя устройство клапана (56, 64) для того, чтобы камера сгорания (12, 112) была соединена избирательно с названным основным трубопроводом для подачи в нее жидкого кислорода или с контуром паров кислорода для подачи в нее паров кислорода.

3. Ракетный двигатель в сборе по п. 1, имеющий основной трубопровод (54) для подачи кислорода в двигатель, названный трубопровод пригоден для соединения бака (30В) с камерой сгорания для подачи жидкого кислорода в двигатель и в котором контур паров кислорода включает в себя часть контура (58, 61, 63), расположенную в виде параллельного соединения между точками отвода вверх и вниз по потоку (Т1, Т2), установленными на основном трубопроводе.

4. Ракетный двигатель в сборе по п. 3, в котором двигатель включает в себя клапан жидкого кислорода (56), расположенный на основном трубопроводе между названными точками отвода вверх и вниз по потоку и обеспечивающий основному трубопроводу открытое или закрытое положение.

5. Ракетный двигатель в сборе по п. 1, в котором контур кислорода включает в себя трехлинейный клапан (64), пригодный для направления потока паров кислорода, поступающего из нагревателя (46), в камеру сгорания (12) или в бак (30В).

6. Ракетный двигатель в сборе по п. 1, в котором нагреватель (146) представляет собой теплообменник для обмена теплом между кислородом и отработанным газом от двигателя.

7. Ракетный двигатель в сборе по п. 6, в котором нагреватель (146) расположен на расстоянии от камеры сгорания и от инжекционной насадки двигателя.

8. Ракетный двигатель в сборе по п. 1, включающий в себя контур отработанного газа (138, 140), пригодный для введения отработанного газа по крайней мере в одну турбину для приведения ее в действие.

9. Ракетный двигатель в сборе по п. 1, включающий в себя контур потока жидкого теплоносителя (38, 40, 42), имеющий первичный теплообменник (36), передающий тепловую энергию отработанного газа к жидкому теплоносителю, а также нагреватель (46), который является вторичным теплообменником, передающим тепловую энергию от жидкого теплоносителя к кислороду.

10. Ракетный двигатель в сборе по п. 9, в котором первичный теплообменник (46) пригоден для превращения в пар жидкого теплоносителя и контур потока жидкого теплоносителя (38, 40) способствует введению паров жидкого теплоносителя по крайней мере в одну турбину.

11. Ракетный двигатель в сборе по п. 9 или 10, в котором жидким теплоносителем, используемым двигателем, является другое горючее.

12. Ракетный двигатель в сборе по п. 11, в котором жидким теплоносителем является водород.



 

Похожие патенты:

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).

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. .

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с изменяемым в полете значением суммарного импульса тяги.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), авиации, космонавтике, энергетических и химических установках, а также в системах добычи и транспортировки газов и жидкостей.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти широкое применение при создании агрегатов регулирования, в частности ЖРД. .

Изобретение относится к ракетной технике и может найти широкое применение при создании агрегатов регулирования, в частности ЖРД, работающих на криогенных компонентах.

Изобретение относится к пускоотсечным устройствам пневмогидравлических систем ракет и космических летательных аппаратов для пуска и отсечки криогенных рабочих тел и может найти применение в устройствах для переключения подачи рабочей среды к исполнительным механизмам или в двигательные установки и т.д.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к агрегатам подачи рабочего компонента в ракетный двигатель. .

Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, в частности, к устройству для создания избыточного давления в первом резервуаре (2), содержащему по меньшей мере второй резервуар (3), выполненный с возможностью содержать в себе криогенную текучую среду, первый контур (13) создания избыточного давления для обеспечения сообщения между вторым резервуаром (3) и первым резервуаром (2), причем первый контур (13) создания избыточного давления содержит по меньшей мере первый теплообменник (15) для нагрева потока криогенной текучей среды, отводимого от второго резервуара (3) через первый контур (13) создания избыточного давления, и второй контур (14) создания избыточного давления с компрессором (31b), ответвляющийся от первого контура (13) создания избыточного давления и сообщающийся со вторым резервуаром (3).

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Система подачи топлива двигательной установки космического аппарата, содержащая блок управления, топливные баки с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, пневмомагистраль с электропневмоклапанами, сообщающую баллон высокого давления с газовыми полостями топливных баков, топливные магистрали горючего и окислителя с электрожидкостными клапанами и сигнализаторы давления, при этом она включает дополнительный баллон высокого давления, соединенный с пневмомагистралью автономным трубопроводом, содержащим пару параллельно установленных пироклапанов, при этом пневмомагистраль дополнительно снабжена другой парой параллельно установленных пироклапанов между баллоном высокого давления и автономным трубопроводом, после которого параллельно установлены две пары последовательно соединенных электропневмоклапанов, а сигнализаторы давления размещены в одной из топливных магистралей перед электрожидкостным клапаном.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе, включающий в себя бак для жидкого кислорода, двигатель, имеющий камеру сгорания, и «нагреватель» теплообменник для превращения в пар жидкого кислорода. Ракетный двигатель в сборе имеет контур паров кислорода 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.

Наверх