Возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее работы

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя включает ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД, управление при помощи рулевых камер и возвращение при помощи двух ГТД. ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательный газогенератор для компенсации нехватки атмосферного воздуха для работы ГТД. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель. К фюзеляжу прикреплены два боковых блока с ГТД. В верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. ГТД может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Основная камера сгорания может содержать по меньшей мере одно запальное устройство. ГТД могут быть оборудованы соплом с управляемым вектором тяги. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение повышения надежности возвращения ступеней и работоспособности ГТД на больших высотах. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 18 ил.

 

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

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

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

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

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

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

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

Известна ракета-носитель с возвращаемой ступенью по патенту РФ на изобретение №2495799, МПК B64G 1/14, опубл. 20.10.2013 г., прототип устройства и способа.

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

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

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

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

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

Решение указанных задач достигнуто в способе работы возвращаемой ступени ракеты-носителя, включающем ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД, управление при помощи рулевых камер и возвращение при помощи двух ГТД, тем, что ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательный газогенератор, компенсирующий нехватку атмосферного воздуха для работы ГТД, а при полете в плотных слоях атмосферы вспомогательные газогенераторы выключают.

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

Газотурбинный двигатель, может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Основная камера сгорания может содержать, по меньшей мере, одно запальное устройство, газогенератор содержит, по меньшей мере, одно запальное устройство. Газогенератор может быть соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.

Газотурбинные двигатели могут быть оборудованы соплом с управляемым вектором тяги.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…18, где:

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

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

на фиг. 3 приведен внешний вид возвращаемой 1-й ступени в проекции с нижнего торца, вид А, в процессе полета,

- на фиг. 4 приведен внешний вид четырехкамерного ЖРД,

- на фиг. 5 приведен вид однокамерного ЖРД,

- на фиг. 6 приведен разрез А-А,

- на фиг. 7 приведен разрез В-В,

- на фиг. 8 приведена конструкция маршевого двигателя - ЖРД,

- на фиг. 9 приведена конструкция газотурбинного двигателя,

- на фиг. 10 приведена схема подачи компонентов топлива в газотурбинный двигатель,

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

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

- на фиг. 13 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, третий вариант,

- на фиг. 14 приведена принципиальная схема газогенератора,

- на фиг. 15 приведен вид С,

- на фиг. 16 приведена схема газогенератора двигателя НК-33,

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

- на фиг. 18 приведена система наддува бака окислителя.

Ракета-носитель (фиг. 1…18) может содержать не менее одной ступени. В дальнейшем описание ракеты-носителя составлено на примере двухступенчатой ракеты с одной (первой) возвращаемой ступенью.

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

Ракета-носитель (фиг. 1…18) содержит возвращаемую ступень 1 с центральным фюзеляжем 2, и соединенные с ней соосно два боковых блока 3.

Возвращаемая ступень 1 содержит прикрепленные к боковым блокам 3 крылья 4, которые выполнены стреловидной формы и установлены в средней части возвращаемой ступени 1. Возвращаемая ступень 1 (фиг. 1 и 2) содержит два комплекта двигательных установок: маршевую, представляющую собой один или несколько жидкостно-ракетных двигателей (ЖРД) 6 и не менее двух рулевых двигателей 7 в каждом боковом блоке 3 (двигатель типа малоразмерного ЖРД) и два газотурбинных двигателя (сокращенно ГТД) - 8, установленных по одному в боковых ступенях 3.

Жидкостных ракетных двигателей 6 в возвращаемой ступени 1 может быть установлено или один, или несколько. Возможна установка одного или нескольких четырехкамерных ЖРД 6 (фиг. 3) или несколько однокамерных, например 4 однокамерных ЖРД 6 (фиг. 2-6). Примеры четырехкамерного и однокамерного ЖРД 6 приведены на фиг. 4 и 5.

Возвращаемая ступень 1 содержит переднее шасси 9 и два задних шасси 10. Переднее шасси 9 в момент старта находится внутри корпуса 2, а задние шасси 10 - в боковых блоках 3 и выпускаются при посадке (фиг. 2 и 3).

В центральном фюзеляже установлены один или несколько ЖРД 6 и рулевые двигатели 7 (фиг. 6)

Особенностью газотурбинного двигателя 8 является наличие вспомогательного газогенератора 11, который газоводом 12 соединен с газотурбинным двигателем 8 (фиг. 7).

Вспомогательный газогенератор 11 является важным и необходимым элементом ГТД 8 для обеспечения его работоспособности на любых высотах, его конструкция и возможные варианты выполнения описаны ниже.

ЖРД 6 (фиг. 8) содержит камеру сгорания 13 и ТНА 14. ЖРД 6 установлены на силовой раме 15 на шарнире 16. Внутри центрального фюзеляжа 2 установлены бак окислителя 17 и бак горючего 18 (фиг. 7). К баку окислителя 17 присоединен трубопровод окислителя 19, а к баку горючего 18 - трубопровод горючего 20.

Также в верхней части боковых ступеней 3 выполнены воздухозаборники 21, соединенные воздушным трактом с входами в ГТД 8 (фиг. 6).

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Жидкостный ракетный двигатель 6 (фиг. 7 и 8) содержит камеру сгорания 13 и ТНА 14, подстыкованный к камере сгорания 12 посредством газовода 22. На ТНА 14 установлен газогенератор 23.

ТНА 14 содержит, в свою очередь, турбину 24, насос окислителя 25, насос горючего 26. Турбонасосный агрегат 14 может содержать дополнительный насос горючего 27.

Выход из насоса горючего 26 соединен трубопроводом 28 с входом в дополнительный насос горючего 27 (при его наличии). Камера сгорания 13 содержит головку 29, цилиндрическую часть 30 и сопло 31.

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг. 8 и содержит трубопровод горючего 32, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 24, содержащий пускоотсечной клапан 33, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 34 камеры сгорания 12. Выход из насоса окислителя 23 трубопроводом окислителя 35, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 36, соединен с газогенератором 21. Также выход из дополнительного насоса горючего 25 трубопроводом горючего 37, содержащим пускоотсечной клапан горючего 38, соединен с газогенератором 21. На газогенераторе 21, на камере сгорания 12 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 39 и 40. Запальные устройства 39 и 40 соединены энергетическими связями 41 с энергетическим блоком 42.

Двигатель оборудован блоком управления 43, который электрическими связями 44 соединен с энергетическим блоком 42 и с пускоотсечными клапанами 33, 36 и 38. Особенностью ЖРД 6 является то, что ТНА 14 жестко закреплен на камере сгорания 13.

Для управления по углам тангажа, рыскания и крена при старте и в полете ракеты-носителя применяют не менее двух рулевых двигателей 7 установленных в боковых блоках 3. То есть всего на ракете-носителе применено не менее 4-х рулевых двигателей 7, что достаточно для управления. Фактически рулевые двигатели 7 являются и маршевыми при возвращении возвращаемой ступени 1 на землю.

Конструкция и схема питания окислителем и горючим рулевых двигателей 7 приведена на фиг. 8. Главной особенностью рулевых двигателей 7 является то, что каждый из них имеет собственный малоразмерный ТНА 45, к которому присоединены трубопровод окислителя 46 и трубопровод горючего 47. К выходу из малоразмерного ТНА 45 присоединен трубопровод окислителя высокого давления 48 с отсечным клапаном окислителя 49 и трубопровод горючего высокого давления 50 с отсечным клапаном горючего 51. Рулевой двигатель 7 закреплен на шарнирной подвеске 52 с возможностью качания в одной плоскости для управления по углам тангажа и крена. По углам рыскания управление ракетой-носителем на активном участке полета осуществляется рассогласованием тяг рулевых двигателей 7.

Рулевые двигатели 7 имеют собственные запальные устройства 53 для повторного включения при возвращении возвращаемой ступени 1 и используются одновременно как маршевые в вакууме и для управления полетом и стабилизации положения возвращаемой ступени 1 при ее возвращении на землю для повторного использования.

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Газотурбинные двигатели 8 (фиг. 9) установлены в боковых блоках 3 и содержит корпус 54, входное устройство 55, компрессор 56, воздушный тракт 57, основную камеру сгорания 58, турбину 59 и реактивное сопло 60. Компрессор 56 содержит направляющие аппараты 61 и рабочие колеса 62, турбина 59 содержит сопловые аппараты 63 и рабочие колеса 64. Компрессор 56 и турбина 59, точнее их рабочие колеса 62 и 64 соединены валом 65. Валов 65 может быть два или три в зависимости от конструкции газотурбинного двигателя 8. Вал 65 установлен на опорах 66 и 67.

Основная камера сгорания 58 (фиг. 9) содержит жаровую трубу 68, форсуночную плиту 69 с топливными форсунками 70 и топливным коллектором 71. Под жаровой трубой 68 установлен внутренний кожух 72, между которым и жаровой трубой 68 выполнен внутренний канал 73. Между жаровой трубой 68 и корпусом 54 выполнен внешний канал 74. Внутренний и внешний каналы 73 и 74 предназначены для ввода воздуха (или газогенераторного газа) из воздушного тракта 57 внутрь жаровой трубы 68 через отверстия 75, выполненные в ней, а также для охлаждения самой жаровой трубы 68.

Газотурбинный двигатель 8 (фиг. 10) имеет систему топливоподачи, содержащую топливопровод низкого давления 76, топливный насос 77, имеющий привод 78, топливопровод высокого давления 79, вход которого соединен с топливным насосом 77, а выход соединен с топливным коллектором 71, который соединен с топливными форсунками 70 основной камеры сгорания 58.

Газотурбинный двигатель 8 оборудован системами подачи горючего и окислителя от бака окислителя 16 и бака горючего 17 и дополнительным турбонасосным агрегатом 80. Турбонасосный агрегат 80 может отсутствовать, а подача горючего и окислителя в ГТД 8 может быть осуществлена применением вытеснительной подачи компонентов ракетного топлива (это возможно на очень больших высотах). Кроме того, газотурбинный двигатель 8 обязательно оборудован вспомогательным газогенератором 11, который газоводом 12 соединен с воздушным трактом 57 до основной камеры сгорания 58.

Дополнительный турбонасосный агрегат 80 содержит корпус 81, установленные на валу 82 насос горючего 83, насос окислителя 84 и турбину 85. Выход из бака окислителя 16 соединен трубопроводом окислителя 86, содержащим клапан окислителя 87 с насосом окислителя 81, а выход из бака горючего 17 трубопроводом горючего 86, содержащим клапан горючего 89, соединен с входом в насос горючего 84. Выход из насоса окислителя 83 трубопроводом высокого давления окислителя 90, содержащим отсечной клапан окислителя 91, соединен с входом в газогенератор 12. Выход из насоса горючего 84 трубопроводом горючего высокого давлении 92, содержащим отсечной клапан 93 и регулятор расхода 94, соединен с входом в газогенератор 11. Выход вспомогательного газогенератора 11 соединен с входом в турбину 85, а выход из турбины 85 газоводом 12 соединен с коллектором смешения 95 с газовыми форсунками 96, установленным в воздушном тракте 57 перед основной камерой сгорания 58.

Возможны несколько вариантов исполнения соединения газовода 12 с воздушным трактом 57 (фиг. 11…12).

На фиг. 11 приведен первый вариант соединения газовода 12 с воздушным трактом 57. На корпусе 54 газотурбинного двигателя 8 в районе воздушного тракта 57 выполнен кольцевой коллектор 97, полость 98 которого отверстиями 99 соединена с воздушным трактом 57.

На фиг. 12 приведен второй вариант также с кольцевым коллектором 97, полость 98 которого отверстиями 99 сообщается с радиальными патрубками 100, которые перфорированы по всей высоте отверстиями 101 для более равномерного ввода генераторного газа в воздух, проходящий в воздушном тракте 57.

На фиг. 13 приведен третий вариант. По этому варианту в воздушном тракте 57 установлен внутренний кольцевой коллектор 102, имеющий полость 103 и отверстия 104. К внутреннему кольцевому коллектору 102 присоединен газовод 12. Этот вариант обеспечивает более равномерную подачу генераторного газа в основную камеру сгорания 58. Это необходимо, чтобы обеспечить равномерное температурное поле на входе в турбину 59 и предотвратить местный перегрев деталей рабочих колес 66.

Вспомогательный газогенератор газотурбинного двигателя

Для предложенного газотурбинного двигателя 8 вспомогательный газогенератор 11 может быть специально спроектирован или использован доведенный газогенератор жидкостных ракетных двигателей НК-33 или РД-170. Принципиальная схема вспомогательного газогенератора 11 показана на фиг. 14 и 15. Вспомогательный газогенератор 11 предназначен для сжигания компонентов топлива (горючего и окислителя), при этом один из них является избыточным компонентом, а второй - дополнительным компонентом. Наиболее предпочтительно в качестве горючего использовать керосин, а в качестве окислителя - кислород.

Вспомогательный газогенератор 11 содержит (фиг. 14) головку 105, камеру 106, распределитель окислителя (избыточного компонента) 107, установленный вдоль оси камеры 106.

Камера 106 содержит две зоны: зону горения 108 и зону смешения 109. Первая из них предназначена для сгорания двух компонентов при оптимальном соотношении, а вторая - для подмешивания окислителя.

Головка 105 содержит переднее днище 110 с патрубком подвода горючего 111, среднее днище 112, огневое днище 113, форсунки окислителя 114, форсунки горючего 115. Между передним 110 и средним 112 днищами образована полость 116 для подвода горючего к форсункам горючего 115, а между огневым днищем 113 и средним днищем 112 образована полость 117 для подвода окислителя к форсункам окислителя 114. В среднем днище 112 выполнены пазы 118 для подвода окислителя в полость 117. Камера 106 вспомогательного газогенератора 11 содержит наружный корпус 119 и внутреннюю оболочку 120, между которыми имеется зазор 121 для прохода окислителя. На распределителе окислителя 107 выполнены отверстия 122 для подачи избыточного компонента в зону смешения 108. Вдоль оси камеры 106 выполнен патрубок окислителя 123. Основные камеры сгорания 58 имеют устройства воспламенения 124 (фиг. 11…13), а вспомогательные газогенераторы 11 имеют устройства воспламенения 125 (фиг. 14).

Описание газогенератора двигателя НК-33, применяемого в качестве вспомогательного

Как упоминалось ранее, для предложенного газотурбинного двигателя 8 может быть применен газогенератор двигателя НК-33. Подробное описание вспомогательного газогенератора 11 двигателя НК 33 приведено в патенте РФ на изобретение №2179256, МПК А02К 9/24, опубл. 10.02.2002 г.

Далее приведено описание газогенератора двигателя НК-33 (фиг. 14…16). Вспомогательный газогенератор 11 имеет головку 105. Распределитель окислителя 107, расположенный по оси вспомогательного газогенератора 11, содержит цилиндр 126 с полостью окислителя 127, смесительные элементы 128 и 129 в виде полых цилиндров 130, закрытых шатровыми головками 131 и перфорированных отверстиями 132. Перед каждым смесительным элементом 128 и 129 выполнены отверстия 133. Смесительные элементы 128 и 129 расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа.

Между огневым днищем 113 и смесительными элементами 128 и 129 могут быть расположены радиальные перфорированные пластины 134 с каналами 135 подачи окислителя из полости 127 в полость камеры 108 вспомогательного газогенератора 11.

Распределитель окислителя 107 закрыт днищем 136 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища 113, а в месте перехода цилиндра 126 в днище 135 и в вершине усеченного конуса выполнены отверстия 137 и 138.

На головке 105 под углом к оси вспомогательного газогенератора 11 установлено, по меньшей мере, одно устройство воспламенения 125, которое соединено энергетическими связями 41 с энергетическим блоком 42 (или с блоком накачки для свеч лазерного воспламенения).

РЕАКТИВНОЕ СОПЛО

На газотурбинном двигателе 8 может быть применено реактивное сопло 60 с управляемым вектором тяги (фиг. 17). Такие сопла известны, например, из патентов РФ на полезные модели №21220, МПК F02K 1/05, опубл. 27.12.2001 г. и №105683, МПК F02K 1/12, опубл. 27.12.2010 г., однако их применение в ракетной технике предложено впервые. Реактивное сопло 60 содержит створки 140, соединенные с ними гидроцилиндры 141 и канал охлаждения 142, предназначенный для охлаждения гидроцилиндров 141, управляющих вектором тяги реактивного сопла 60.

СИСТЕМА НАДДУВА БАКОВ

Система наддува бака окислителя 17 приведена на фиг. 18 и содержит трубопровод наддува 143 с клапаном наддува 144. Трубопровод наддува 143 присоединен к выходу из вспомогательного газогенератора 11, т.е. наддув осуществляется газогенераторным газом, содержащим 90…95% кислорода. Наддув баков горючего осуществляется гелием. Система наддува бака горючего 18 на фиг. 1…18 не показана.

РАБОТА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ЗАПУСКЕ И ВОЗВРАЩЕНИИ ВОЗВРАЩАЕМОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

При запуске ракеты-носителя одновременно запускают все двигатели: ЖРД 6, рулевые двигатели 7 и ГТД 8. При этом вспомогательные газогенераторы 11, обслуживающие ГТД 8, не работают (фиг. 1).

При выходе ракеты-носителя в разреженные слои атмосферы (на высоте 10…30 км) включают вспомогательные газогенераторы 11 для компенсации недостатка воздуха, поступающего на вход в ГТД 8.

При выходе ракеты-носителя в вакуум ГТД 8 выключают. ЖРД 6 и рулевые двигатели 7 продолжают работу до завершения программы полета на активном участке траектории, после чего они выключаются. Отсоединяют вышестоящие ступени или полезную нагрузку, после чего включают рулевые двигатели 7 и направляют возвращаемую ступень 1 к земле. При входе в разреженные слои атмосферы (на высоте от 30 до 10 км) включают ГТД 8 с одновременным включением обслуживающих их вспомогательных газогенераторов 11.

Для этого осуществляют запуск двух ГТД 8 путем подачи электроэнергии на стартер от источника энергии (не показано). Одновременно включают привод 78 топливного насоса 77 (фиг. 91), и топливный насос 77 подает топливо в топливный коллектор 71 основной камеры сгорания 58 и далее через топливные форсунки 70 внутрь жаровой трубы 68, где оно воспламеняется при помощи устройства воспламенения 125. Рабочие колеса 64 турбины 59 раскручиваются и раскручивают через вал 65 рабочие колеса 62 компрессора 56. Реактивное сопло 60 создает тягу.

Практически одновременно или через 20-30 с запускают вспомогательные газогенераторы 11, обслуживающие ГТД 8. Для этого открывают пускоотсечные клапаны 87 и 89 и подают окислитель и горючее во вспомогательные газогенераторы 11, где воспламеняют при помощи устройства воспламенения 125 (фиг. 9). Газогенераторный газ проходит через турбину 85 и поступает через коллектор смешения 95 и форсунки 96 в воздушный тракт 57 перед основной камерой сгорания 58 для компенсации недостатка воздуха, предназначенного для нормальной работы ГТД 8. В этом режиме управление возвращаемой ступенью 1 осуществляют рулевые двигатели 7.

При переходе возвращаемой ступени 1 в плотные слои атмосферы (на высоте 3…4 км) выключают вспомогательные газогенераторы 11 и ГТД 8 продолжают работать, используя только скоростной напор атмосферного воздуха, поступающего через воздухозаборники 21 (фиг. 7 и 9).

Если применено реактивное сопло 60 с управляемым вектором тяги (фиг. 17), его можно использовать для управления возвращаемой ступенью. При этом рулевые двигатели 7 выключают.

Изменение режима работы газотурбинного двигателя 8 в высотных условиях осуществляется регулятором расхода 93 (фиг. 10), а при полете летательного аппарата, оборудованного таким двигателем, - в плотных слоях атмосферы при помощи привода 78 насоса 77. Подача горючего и окислителя во вспомогательный газогенератор 11 может быть значительно уменьшена или полностью прекращена.

При переходе первой ступени в более плотные слои атмосферы отключают вспомогательный газогенератор 11, для этого перекрывают отсечные клапаны 87 и 89 и прекращают подачу окислителя и горючего и газотурбинный двигатель 8 переходит на использование в качестве окислителя атмосферного воздуха, что более экономично.

Для управления в полете и частично в режиме возвращения первой ступени 1 ракеты-носителя применяют рулевые двигатели 7 (фиг. 18).

Посадка возвращаемой ступени 1 выполняется на взлетно-посадочную полосу ВПП на аэродроме. Для этого выпускают шасси 9 и 10 (фиг. 2). Для окончательного выключения газотурбинного двигателя 8 после посадки первой ступени 1 прекращают подачу топлива насосом 77.

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

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить надежное возвращение одной или нескольких ступеней ракет-носителей для повторного использования.

2. Обеспечить работоспособность газотурбинного авиационного двигателя на очень больших высотах (более 30000 м и в космосе).

3. Значительно повысить тягу газотурбинного двигателя за счет применения вспомогательного газогенератора.

4. Улучшить надежность запуска газотурбинного двигателя, особенно в высотных условиях за счет использования при запуске горячего газогенераторного газа и устройств воспламенения многократного использования.

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

5. Обеспечить управление ракетой-носителем по углам тангажа, рыскания и крена как на активном участке траектории, так и при возвращении.

ЛИТЕРАТУРА

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

1. Способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя, включающий ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД и управление при помощи рулевых камер и возвращение при помощи двух ГТД, отличающийся тем, что ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательный газогенератор, компенсирующий нехватку атмосферного воздуха для работы ГТД, а при полете в плотных слоях атмосферы вспомогательные газогенераторы выключают.

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

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

4. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта.

5. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор.

6. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что основная камера сгорания содержит по меньшей мере одно запальное устройство.

7. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газогенератор содержит по меньшей мере одно запальное устройство.

8. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что вспомогательный газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.

9. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газотурбинные двигателя оборудованы соплом с управляемым вектором тяги.