Устройство для наддува топливных баков ракетного двигателя

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетных двигателей. Устройство содержит два теплообменника, пригодных для испарения соответственно первого и второго компонентов ракетного топлива перед их повторным вводом в газообразном виде в предназначенные для них баки. Теплообменники взаимодействуют соответственно с первым и вторым газогенераторами, выполненными с возможностью подачи в них смеси компонентов ракетного топлива для обеспечения горения, при этом второй газогенератор выполнен с возможностью снабжения его, по меньшей мере частично, газами, выходящими из первого газогенератора. Изобретение обеспечивает наддув двух топливных баков посредством повторного нагнетания испарившихся компонентов ракетного топлива в данные баки при одновременном сохранении энергетического коэффициента полезного действия. 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Настоящее изобретение относится к устройству для наддува топливных баков ракетного двигателя, при этом устройство содержит первый теплообменник, выполненный с возможностью обеспечения испарения первого компонента ракетного топлива, поступающего из первого бака, перед его повторным вводом в первый бак, и второй теплообменник, выполненный с возможностью обеспечения испарения второго компонента ракетного топлива, поступающего из второго бака, перед его повторным вводом во второй бак.

Двигатель обычно представляет собой двигатель, в котором газ из камеры сгорания выпускается через сопло для образования тяги.

Например, первый компонент ракетного топлива представляет собой горючее, такое как водород или метан, в то время как второй компонент ракетного топлива представляет собой окислитель, такой как кислород.

Компоненты ракетного топлива хранятся в баках, когда они находятся в жидком состоянии, и баки удерживают под давлением для гарантирования регулярности потоков компонентов ракетного топлива к двигателю. Для этого определенное количество каждого компонента ракетного топлива отбирают из предназначенного для него бака для пропускания через теплообменник, в котором данное количество нагревается и испаряется перед повторным нагнетанием его в газообразном состоянии в предназначенный для него бак для образования слоя газообразного компонента ракетного топлива под давлением в каждом баке.

Подобная двигательная установка, как правило, предназначена для функционирования на этапах полета, предусматривающих работу двигателя, во время которых двигатель развивает тягу, пригодную для приведения ракеты в движение, и «баллистических» этапах, во время которых двигатель выключен, так что ракета подвергается только действию законов баллистики.

Первая часть полета представляет собой этап, предусматривающий работу двигателя, во время которого необходима сильная тяга для выведения ракеты на орбиту. После этого для орбитальных маневров и для возврата на землю этапы, предусматривающие работу двигателя, чередуются с баллистическими этапами, и достаточна небольшая величина тяги, которая используется в течение сравнительно коротких промежутков времени.

Тем не менее, важно, чтобы двигатель обладал способностью к повторному запуску быстро и при хороших условиях в конце баллистического этапа. Это означает, в частности, то, что даже во время баллистического этапа, когда двигатель не работает, необходимо гарантировать достаточное давление в баке с жидким компонентом ракетного топлива, чтобы можно было обеспечить скорость потока данного компонента ракетного топлива, необходимую для мгновенного повторного запуска двигателя. Другими словами, важно обеспечить испарение небольших количеств двух компонентов ракетного топлива и повторное нагнетание их в баки даже во время баллистического этапа, когда двигатель не работает.

Также важно гарантировать то, что компоненты ракетного топлива будут испаряться без существенного снижения коэффициента полезного действия двигателя.

Таким образом, задача изобретения состоит в том, чтобы предложить устройство, которое пригодно для наддува двух топливных баков посредством повторного нагнетания испарившихся компонентов ракетного топлива в данные баки при одновременном сохранении, тем не менее, энергетического коэффициента полезного действия двигателя.

Данная задача решается за счет того, что первый и второй теплообменники взаимодействуют соответственно с первым и вторым газогенераторами, выполненными с возможностью подачи в них смеси компонентов ракетного топлива для обеспечения горения, и за счет того, что второй газогенератор выполнен с возможностью снабжения его, по меньшей мере частично, газами, выходящими из первого газогенератора.

Таким образом, в первый газогенератор может подаваться смесь компонентов ракетного топлива для нагрева и испарения первого компонента ракетного топлива, и во второй газогенератор может подаваться смесь компонентов ракетного топлива для нагрева и испарения второго компонента ракетного топлива. Можно понять, что работа данных газогенераторов не зависит от работы ракетного двигателя. Следовательно, оба компонента ракетного топлива могут нагреваться и испаряться даже во время баллистического этапа, когда ракетный двигатель не работает.

Кроме того, поскольку второй газогенератор снабжается, по меньшей мере частично, газами, выходящими из первого газогенератора, гарантируется то, что компоненты ракетного топлива, которые не участвовали в горении в первом газогенераторе, будут использоваться во втором газогенераторе для горения именно в нем, в результате чего обеспечивается максимальная эффективность теплообмена.

В одном варианте осуществления устройство включает в себя средства для повышения давления компонентов ракетного топлива, поступающих в газогенераторы. В частности, данные средства содержат первый и второй насосы с приводом от двигателя, соответственно расположенные у выходов из первого и второго баков.

В одном варианте осуществления устройство дополнительно содержит регенеративный контур теплообмена, выполненный с возможностью использования теплоты сгорания, генерируемой двигателем, для испарения одного из компонентов ракетного топлива, называемого «регенерированным» компонентом ракетного топлива, и оно включает в себя средства для создания первой ситуации, при которой подача в первый газогенератор осуществляется посредством первого и второго баков, в то время как система подачи во второй теплообменник, предназначенный для испарения регенерированного компонента ракетного топлива, выключена и система подачи в теплообменник, предназначенный для испарения компонента ракетного топлива, отличного от регенерированного компонента ракетного топлива, включена.

При таких обстоятельствах в первой ситуации может быть обеспечено то, что подача во второй газогенератор будет осуществляться только посредством выпускной трубы первого газогенератора.

В качестве примера регенерированный компонент ракетного топлива представляет собой первый компонент ракетного топлива.

Регенеративный контур теплообмена может быть использован для нагрева и испарения регенерированного компонента ракетного топлива во время этапов, предусматривающих работу двигателя, когда ракетный двигатель работает. При таких обстоятельствах во время этапов, предусматривающих работу двигателя, только другой компонент ракетного топлива подвергается нагреву и испарению посредством использования теплообменника, предназначенного для него.

В первой ситуации только первый газогенератор вырабатывает тепло. Если регенерированный компонент ракетного топлива представляет собой второй компонент ракетного топлива, то во время этапов, предусматривающих работу двигателя, именно в первый теплообменник подается первый компонент ракетного топлива, нагрев которого обеспечивается непосредственно первым газогенератором. Тем не менее, когда регенерированный компонент ракетного топлива представляет собой первый компонент ракетного топлива, компонент ракетного топлива подается только во второй теплообменник, и второй компонент ракетного топлива нагревается и испаряется в нем под действием тепла, выделяющегося из первого газогенератора, которое обеспечивает нагрев газов, выходящих из первого газогенератора, с которым второй теплообменник взаимодействует посредством второго газогенератора, в который подаются выходящие газы.

Устройство может включать в себя средства для создания второй ситуации, при которой подача в первый газогенератор осуществляется посредством первого и второго баков, подача во второй газогенератор осуществляется посредством выпускной трубы первого газогенератора и посредством второго бака, и системы подачи в первый и второй теплообменники включены.

Таким образом, для обеспечения функционирования второго газогенератора достаточно ввести второй компонент ракетного топлива в текучую среду, выходящую из первого газогенератора, при этом указанная текучая среда содержит достаточное количество первого компонента ракетного топлива для обеспечения сжигания получающейся в результате смеси. В частности, сначала в первый газогенератор подается смесь компонентов ракетного топлива, в которой первый компонент ракетного топлива (в частности, водород) находится в количестве, избыточном по отношению к стехиометрическим соотношениям.

Подача в первый газогенератор может осуществляться посредством первого подводящего трубопровода и посредством второго подводящего трубопровода, соединенных соответственно с первым и вторым баками, в то время как подача во второй газогенератор осуществляется, во-первых, посредством выпускной трубы первого газогенератора и, во-вторых, посредством третьего подводящего трубопровода, соединенного со вторым баком.

При таких обстоятельствах может быть предусмотрено то, что третий подводящий трубопровод будет представлять собой отвод от второго подводящего трубопровода.

Также может быть предусмотрено то, что третий подводящий трубопровод будет соединен со вторым подводящим трубопроводом посредством клапана ответвления.

Изобретение может быть хорошо понято и его преимущества лучше проявляются при чтении нижеприведенного подробного описания одного варианта осуществления, показанного в качестве неограничивающего примера. Описание относится к сопровождающим чертежам, в которых:

фиг.1 представляет собой схематический вид двигательной установки, содержащей ракетный двигатель и устройство для наддува по изобретению, при этом двигатель находится на этапе, предусматривающем работу двигателя; и

фиг.2 показывает двигательную установку по фиг.1, когда двигатель находится на баллистическом этапе.

Двигательная установка, показанная на фигурах, содержит ракетный двигатель 10, имеющий камеру 12 сгорания и сопло 14, образующее расходящуюся часть. В камеру сгорания подается компонент ракетного топлива из первого бака 16, содержащего первый компонент ракетного топлива, во-первых, восстановительный компонент ракетного топлива, такой как водород или метан, и в нее также подается второй компонент ракетного топлива из второго бака 18, содержащего окислительный компонент ракетного топлива, в частности, кислород. Восстановительный компонент ракетного топлива служит в качестве горючего, в то время как окислительный компонент ракетного топлива представляет собой окислитель при горении.

Первый компонент ракетного топлива подается из первого бака посредством первого основного подводящего трубопровода 22, обеспечивающего подачу в первый турбонасос 24, и первого инжекционного трубопровода 26, соединенного с выходом первого турбонасоса 24. Второй компонент ракетного топлива подается посредством второго основного трубопровода 30, обеспечивающего подачу во второй турбонасос 32, и второго инжекционного трубопровода 34, соединяющего выход из второго турбонасоса 32 с камерой сгорания. В частности, первый турбонасос 24 представляет собой двухступенчатый насос, в то время как второй турбонасос 32 представляет собой одноступенчатый насос.

Клапаны 22А и 30А разрешения/санкционирования расположены в основных подводящих трубопроводах 22 и 30.

В частности, двигатель 10 представляет собой двигатель с расширением, то есть он представляет собой двигатель, в котором первый компонент ракетного топлива отбирается и подвергается испарению для подвода энергии к определенным частям двигательной установки. Более точно, инжекционный трубопровод 26 обеспечивает подачу в нагреватель 36, который взаимодействует со стенкой камеры 12 сгорания так, что время этапа, предусматривающего работу двигателя, он нагревает первый компонент ракетного топлива, проходящий через нагреватель, тем самым обеспечивая его испарение. На выходе из нагревателя 36 первый компонент ракетного топлива отбирается посредством подводящего трубопровода 38 и подается в турбинную часть 24А первого турбонасоса 24 для приведения в действие его турбины с целью приведения в действие его насосной части 24В. На выходе из турбинной части 34А первый компонент ракетного топлива отбирается посредством подводящего трубопровода 40 и подается на вход турбинной части 32А второго турбонасоса 32 для приведения в действие его турбины с целью приведения в действие его насосной части 32В. На выходе из турбинной части 32А первый компонент ракетного топлива отбирается посредством инжекционного трубопровода 42 и подается на вход камеры 12 сгорания. Изолирующий клапан 44 расположен в инжекционном трубопроводе 42, который соединен с первым баком 16 посредством клапана 47 наддува и расширения. Таким образом, испарившийся первый компонент ракетного топлива возвращается в бак 16, в котором он образует слой газа под давлением, которое может регулироваться посредством системы 47.

Таким образом, двигательная установка включает в себя регенеративный контур теплообмена, в котором теплота сгорания от двигателя 10 используется для испарения первого компонента ракетного топлива. Данный регенеративный контур теплообмена содержит нагреватель 36 и трубопроводы 38, 40, 42 и 46. Перепускной трубопровод 48 с запорным клапаном 48А расположен между трубопроводами 38 и 42 для обхода входов турбины. Другой перепускной трубопровод 50 с запорным клапаном 50А расположен между выходом из турбинной части первого турбонасоса 24 и инжекционным трубопроводом 42 для обхода турбинной части 32А второго турбонасоса 32.

Нагнетание второго компонента ракетного топлива обеспечивается непосредственно инжекционным трубопроводом 34, который проходит между выходом второго турбонасоса 32 и входом камеры 12 сгорания. Изолирующий клапан 52 расположен в трубопроводе 34 для санкционирования или прекращения нагнетаемого потока.

Фигуры показывают отрезок 54 трубы, имеющий обратный клапан 56. Данный отрезок 54 трубы может быть соединен с системой подачи нейтральной текучей среды, например, гелия, для предотвращения проникновения первого компонента ракетного топлива в полость для нагнетания второго компонента ракетного топлива при запуске двигателя 10. Обратный клапан 56 обеспечивает возможность прохода только нейтральной текучей среды в направлении, проходящем по направлению к камере 12 сгорания. Двигательная установка имеет первый газогенератор 60, в который первый компонент ракетного топлива подается посредством первого подводящего трубопровода 62, соединенного с первым баком 16 посредством первого насоса 64 с приводом от двигателя или тому подобного. Питающий клапан 66 расположен в первом подводящем трубопроводе 62. Второй компонент ракетного топлива подается в первый газогенератор 60 посредством второго подводящего трубопровода 68, соединенного со вторым баком 18 посредством второго насоса 70 с приводом от двигателя или тому подобного. Второй питающий клапан 72 расположен во втором подводящем трубопроводе. Первый теплообменник 74 взаимодействует с первым газогенератором. В качестве примера данный первый теплообменник может содержать трубу с двойными стенками, расположенную вокруг выпускной трубы 76, проходящей от первого газогенератора. Первый компонент ракетного топлива может подаваться в данный первый теплообменник посредством первого трубопровода 78 для теплообмена, соединенного с баком 16. В частности данный первый трубопровод 78 для теплообмена представляет собой первый трубопровод для отбора, который соединен с первым подводящим трубопроводом 62. В частности, первый трубопровод 78 для отбора соединен с первым подводящим трубопроводом 62 посредством клапана 80 отбора, который может быть открыт или закрыт для разрешения или предотвращения подачи первого компонента ракетного топлива в первый теплообменник. Выход из первого теплообменника 74 соединен с первым баком 16 посредством обратного трубопровода 82, так что первый компонент ракетного топлива, испарившийся в первом теплообменнике 74, повторно нагнетается в слой газа в первом баке 16. В частности, обратный трубопровод 82 соединен с трубопроводом 46 по потоку за клапанной системой 47.

Двигательная установка также имеет второй газогенератор 84, подача в который осуществляется, во-первых, посредством выпускной трубы 76, проходящей от первого газогенератора, и, во-вторых, посредством третьего подводящего трубопровода 86, который соединен со вторым баком 18. В частности, третий подводящий трубопровод соединен со вторым подводящим трубопроводом 68 посредством клапана 88 ответвления.

Второй теплообменник 90 взаимодействует со вторым газогенератором 84 для обеспечения испарения второго компонента ракетного топлива. В качестве примера второй теплообменник может быть образован посредством трубы с двойными стенками, которая взаимодействует с выпускной трубой 92, проходящей от второго теплообменника, и в которую может проходить второй компонент ракетного топлива. Для этого подача во второй теплообменник 90 может осуществляться посредством второго трубопровода 94 для отбора, соединенного со вторым подводящим трубопроводом 68. В частности, данное соединение образовано по потоку за питающим клапаном 72, и сам третий подводящий трубопровод 86 имеет вид отвода от трубопровода 94 посредством клапана 88 ответвления.

Выход из второго теплообменника 90 соединен со вторым баком 18 посредством третьего обратного трубопровода 100, так что второй компонент ракетного топлива, испарившийся во втором теплообменнике, подается в слой газа во втором баке 18.

В ситуации, показанной на фиг.1, двигатель 10 находится на этапе, предусматривающем работу двигателя. В этой ситуации питающие клапаны 66 и 72 открыты, в то время клапан 80 отбора и ответвление 88 закрыты. Таким образом, первый и второй компоненты ракетного топлива подаются в первый газогенератор 60, и, таким образом, первый газогенератор 60 вводится в действие. Тем не менее, первый компонент ракетного топлива не подается в первый теплообменник 74. Таким образом, как упомянуто выше, первый компонент ракетного топлива испаряется посредством регенеративного контура. Одновременно второй компонент ракетного топлива подается во второй теплообменник 90 посредством трубопровода 94 для отбора. Второй газогенератор 84 расположен последовательно с первым газогенератором 60, то есть выпускная труба, проходящая от первого газогенератора, обеспечивает подачу к входу второго газогенератора. Поскольку компонент ракетного топлива не подается в первый теплообменник 74, текучая среда, выходящая из первого газогенератора, достигает второго газогенератора в горячем состоянии. Тем не менее, второй компонент ракетного топлива не подается во второй газогенератор, поскольку клапан 88 закрыт. Таким образом, новое горение не происходит во втором газогенераторе, но выпускная труба, проходящая от первого газогенератора, обеспечивает подачу непосредственно по направлению к выпускной трубе 92, проходящей от второго газогенератора. Поскольку второй компонент ракетного топлива подается во второй теплообменник 90, второй компонент ракетного топлива, таким образом, испаряется, несмотря на то, что отсутствует какое-либо горение во втором газогенераторе, причем данное испарение происходит благодаря тому, что горение происходит в первом газогенераторе. Это соответствует первой ситуации, при которой первый компонент ракетного топлива испаряется посредством регенеративного контура, - при этом в этом случае первый компонент ракетного топлива называют «регенерированным компонентом ракетного топлива», - в то время как второй компонент ракетного топлива испаряется посредством второго теплообменника под действием тепла, поступающего из первого газогенератора. Таким образом, средства для регулирования данной первой ситуации, содержат клапаны 66 и 72, которые открыты, и клапаны 80 и 88, которые закрыты. Управление данным клапанами осуществляется посредством любых соответствующих средств и, в частности, посредством электронного блока управления.

На фиг.2 двигатель 10 не работает. Можно видеть, что клапаны 22А и 30А закрыты, так что отсутствует подача из баков в турбонасосы 24 и 32. Тем не менее, питающие клапаны 66 и 72 открыты, так что оба компонента ракетного топлива подаются в первый газогенератор 60. Клапан 80 отбора также открыт, так что первый компонент ракетного топлива подается в первый теплообменник 74. Аналогичным образом, клапан 88 отбора открыт, так что второй компонент ракетного топлива нагнетается во второй газогенератор 84. В результате горение происходит не только в первом газогенераторе, но также и во втором газогенераторе в результате того, что второй компонент ракетного топлива смешивается с газами 76, выходящими из первого газогенератора. Второй компонент ракетного топлива подается во второй теплообменник 90 посредством трубопровода 94 для отбора.

Таким образом, первый компонент ракетного топлива нагревается и испаряется в первом теплообменнике 74 в результате горения, происходящего в первом газогенераторе. Испарившийся первый компонент ракетного топлива возвращается в слой газа в первом баке посредством обратного трубопровода 82. Второй компонент ракетного топлива нагревается и испаряется во втором теплообменнике 90 в результате горения, происходящего во втором газогенераторе 84. Испарившийся второй компонент ракетного топлива возвращается во второй бак 18 посредством обратного трубопровода 100.

При таких условиях, несмотря на то, что двигатель 10 не работает, продолжается наддув первого бака посредством первого компонента ракетного топлива, испаряющегося в первом теплообменнике, взаимодействующем с газогенератором. Вместо выбрасывания в атмосферу текучая среда, выходящая из первого газогенератора, используется для подачи во второй газогенератор, в результате чего повышается общий коэффициент полезного действия двигательной установки. В результате этого гарантированно продолжается поддержание заданного давления в обоих баках, для каждого из двух компонентов ракетного топлива.

Скорость, с которой осуществляется подача в первый газогенератор 60, регулируется, во-первых, так, чтобы газы, выходящие из первого газогенератора, содержали первый компонент ракетного топлива в количестве, достаточном для выработки тепла, необходимого для того, чтобы обеспечить возможность работы второго газогенератора путем смешивания со вторым компонентом ракетного топлива, нагнетаемым во второй газогенератор, и, во-вторых, так, чтобы температура газа на выходе из первого газогенератора оставалась более высокой, чем температура конденсации (никакой конденсации), когда первый теплообменник 74 работает.

В вышеописанном примере первый компонент ракетного топлива подается во второй газогенератор только посредством текучей среды, выходящей из первого газогенератора. Тем не менее, может быть предусмотрен вспомогательный подводящий трубопровод, обеспечивающий подачу первого компонента ракетного топлива во второй газогенератор. В этом случае данный трубопровод будет предусмотрен с клапаном разрешения и будет использоваться только при необходимости.

1. Устройство для наддува топливных баков ракетного двигателя, при этом устройство содержит первый теплообменник, пригодный для испарения первого компонента ракетного топлива, поступающего из первого бака, перед его повторным вводом в первый бак, и второй теплообменник, пригодный для испарения второго компонента ракетного топлива, поступающего из второго бака, перед его повторным вводом во второй бак, при этом первый и второй теплообменники взаимодействуют соответственно с первым и вторым газогенераторами, выполненными с возможностью подачи в них смеси компонентов ракетного топлива для обеспечения горения, и второй газогенератор выполнен с возможностью снабжения его, по меньшей мере частично, газами, выходящими из первого газогенератора.

2. Устройство по п. 1, в котором обеспечивается повышение давления компонентов ракетного топлива, поступающих в газогенераторы.

3. Устройство по п. 1, включающее в себя первый и второй насосы с приводом от двигателя, соответственно расположенные у выходов из первого и второго баков.

4. Устройство по п. 1, дополнительно содержащее регенеративный контур теплообмена, в котором используется теплота сгорания от двигателя для испарения одного из компонентов ракетного топлива, называемого «регенерированным» компонентом ракетного топлива, при этом устройство выполнено с конфигурацией, обеспечивающей возможность создания первой ситуации, при которой подача в первый газогенератор осуществляется посредством первого и второго баков, в то время как система подачи во второй теплообменник, предназначенный для испарения регенерированного компонента ракетного топлива, выключена и система подачи в теплообменник, предназначенный для испарения другого компонента ракетного топлива, включена.

5. Устройство по п. 4, в котором в первой ситуации подача во второй газогенератор осуществляется только посредством выпускной трубы первого газогенератора.

6. Устройство по п. 4, в котором регенерированный компонент ракетного топлива представляет собой первый компонент ракетного топлива.

7. Устройство по п. 1, выполненное с конфигурацией, обеспечивающей возможность создания второй ситуации, при которой подача в первый газогенератор осуществляется посредством первого и второго баков, подача во второй газогенератор осуществляется посредством выпускной трубы первого газогенератора и посредством второго бака, и системы подачи в первый и второй теплообменники включены.

8. Устройство по п. 4, выполненное с конфигурацией, обеспечивающей возможность создания второй ситуации, при которой подача в первый газогенератор осуществляется посредством первого и второго баков, подача во второй газогенератор осуществляется посредством выпускной трубы первого газогенератора и посредством второго бака, и системы подачи в первый и второй теплообменники включены.

9. Устройство по п. 1, в котором подача в первый газогенератор осуществляется посредством первого подводящего трубопровода и посредством второго подводящего трубопровода, соединенных соответственно с первым и вторым баками, в то время как подача во второй газогенератор осуществляется, во-первых, посредством выпускной трубы первого газогенератора и, во-вторых, посредством третьего подводящего трубопровода, соединенного со вторым баком.

10. Устройство по п. 9, в котором третий подводящий трубопровод представляет собой отвод от второго подводящего трубопровода.

11. Устройство по п. 10, в котором третий подводящий трубопровод соединен со вторым подводящим трубопроводом посредством клапана ответвления.

12. Устройство по п. 9, в котором первый теплообменник выполнен с возможностью подачи в него посредством первого трубопровода для отбора, соединенного с первым подводящим трубопроводом, и второй теплообменник выполнен с возможностью подачи в него посредством второго трубопровода для отбора, соединенного со вторым подводящим трубопроводом.

13. Устройство по п. 12, в котором первый трубопровод для отбора соединен с первым подводящим трубопроводом посредством клапана отбора.

14. Устройство по п. 9, в котором питающие клапаны расположены соответственно в первом и втором подводящих трубопроводах.



 

Похожие патенты:

Изобретение может использоваться для вывода на орбиту спутников, в реактивных системах залпового огня, для дополнительного разгона артиллерийских снарядов после выхода снаряда из ствола орудия при подлете к цели.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к конструкции детонационного двигателя, использующего твердое топливо. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявляемого изобретения, является увеличение КПД детонационного двигателя за счет использования многократного отражения детонационной волны от отработавшей ступени и самого двигателя; эффективное преобразование химической энергии ВВ в механический импульс за счет многократного отражения детонационной волны.

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 ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для доставки космических аппаратов на различные высокоэнергетические орбиты и отлетные от Земли траектории.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ многоразового включения. .

Изобретение относится к конструкции жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ) и может быть использовано в ракетном двигателестроении. .

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к блоку подачи рабочего тела (РТ), например ксенона, в реактивный двигатель космического аппарата (КА). Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата, содержащий баллон высокого давления, заполненный РТ, например ксеноном, и имеющий выходную магистраль высокого давления с заправочной горловиной и подключенной к двум параллельным понижающим давление магистралям, выходы которых подключены к реактивному двигателю через ресивер, выполненный с наружной теплоизоляцией, как и выходная магистраль высокого давления, выполненный с электрообогревателем, управляемым блоком управления по температурному датчику, и каждая из которых содержит последовательно включенные пускоотсечной клапан, функционально связанный с блоком управления и редуктор давления, наружную изоляцию выходной магистрали высокого давления и ресивера.

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.

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 области ракетного двигателестроения. Способ наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей смеситель, основанный на уменьшении температуры поступающего в смеситель дозированного количества генераторного газа перед подачей на наддув, согласно изобретению, в смеситель подают дозированное количество газа с более низкой температурой и высоким значением газовой постоянной, например гелий.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления.

Изобретение относится к ракетной и космической технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак содержит корпус, состоящий из осесимметричного фланца с двумя днищами в виде оболочек вращения, штуцеров подачи газа наддува и отбора топлива, и две жесткие, выполненные в виде оболочек вращения диафрагмы, контактирующие посредством отбортовки торцевого сечения с фланцем бака.

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетных двигателей. Устройство содержит два теплообменника, пригодных для испарения соответственно первого и второго компонентов ракетного топлива перед их повторным вводом в газообразном виде в предназначенные для них баки. Теплообменники взаимодействуют соответственно с первым и вторым газогенераторами, выполненными с возможностью подачи в них смеси компонентов ракетного топлива для обеспечения горения, при этом второй газогенератор выполнен с возможностью снабжения его, по меньшей мере частично, газами, выходящими из первого газогенератора. Изобретение обеспечивает наддув двух топливных баков посредством повторного нагнетания испарившихся компонентов ракетного топлива в данные баки при одновременном сохранении энергетического коэффициента полезного действия. 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх