Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной элктрической мощностью

Изобретение относится к жидкостной ракетной двигательной установке. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью содержит форкамеру (11) для образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру (10) сгорания для сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры (11), турбонасос (20), включающий в себя турбину (21), вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и первый насос (22) и второй насос (23), приводимые вращением турбины, при этом турбонасос (20) подает горючее из бака (30) горючего в форкамеру (11) и подает окислитель из бака (40) окислителя в форкамеру (11) и в главную камеру (10) сгорания, электрический двигатель (25) для вращения турбины (21) до форкамеры (11) и главной камеры (10) сгорания и муфту для соединения электрического двигателя (25) и турбины (21) и размыкания этого соединения между электрическим двигателем (25) и турбиной (21). Изобретение обеспечивает уменьшение потребления ракетного топлива во время предварительного охлаждения. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Настоящая патентная заявка относится к жидкостной ракетной двигательной установке со вспомогательной электрической мощностью, использующей в качестве ракетного топлива жидкое горючее и жидкий окислитель.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0002] Известно, что жидкостные ракеты, которые по сравнению с твердотопливными ракетами конструктивно являются более сложными, обладают высокими характеристиками управления тягой. Обычные жидкостные ракеты используют в качестве горючего жидкий водород, а в качестве окислителя - жидкий кислород. Продвигалась также разработка ракет, использующих в качестве горючего жидкий метан (см. патентную литературу 1). Топлива этих типов, хранящиеся при довольно низких температурах, вводятся непосредственно в двигательную установку ракеты.

[0003] Незначительное испарение ракетного топлива внутри двигательной установки может вызвать неисправность в работе установки. Таким образом, двигательную установку предварительно следует достаточно сильно охлаждать. Во время предварительного охлаждения большое количество топлива вводится в двигательную установку и сливается наружу. То есть при предварительном охлаждении двигательной установки расходуется большое количество топлива. Патентная литература 2 раскрывает систему предотвращения массового потребления топлива. Система включает в себя секцию охлаждения, через которую топливо течет по периферии линии подачи топлива от топливного бака к насосу. Эта конструкция увеличивает быстродействие охлаждения линии подачи топлива для того чтобы уменьшить потребление топлива.

[0004] Воспламенение топлива при запуске двигательной установки требует достаточного потока и давления топлива.

ПАТЕНТНАЯ ЛИТЕРАТУРА

[0005] Патентная литература 1: Публикация не прошедшей экспертизу патентной заявки Японии № 2007-016781

Патентная литература 2: Публикация не прошедшей экспертизу патентной заявки Японии № 2012-214148

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

ТЕХНИЧЕСКАЯ ПРОБЛЕМА

[0006] Как описано выше, двигательная установка ракеты предварительно должна быть в достаточной степени охлаждена. Во время предварительного охлаждения топливо протекает через двигательную установку и затем сливается наружу этой установки. Таким образом, топливо, использованное для предварительного охлаждения, просто выбрасывается, а не используется в качестве горючего для двигателя. Большое количество топлива, потребляемого при предварительном охлаждении, увеличивает массу двигательной установки, что приводит к снижению выводимой на орбиту полезной нагрузки, в результате чего увеличивается стоимость запуска.

[0007] Обычные двигательные установки не имеют энергии, для того чтобы управлять турбонасосом для нагнетания топлива перед его воспламенением в двигателе. Так что обычные двигательные установки зависят от теплоемкости камеры сгорания или специального газового резервуара, используемого при запуске для подачи ракетного топлива. Однако теплоемкость камеры сгорания не является постоянной для различных конструкций и изменяется в зависимости от окружающих условий. Использование газового резервуара значительно увеличивает массу двигательной установки.

РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМЫ

[0008] Задачей настоящего изобретения является - обеспечить жидкостную ракетную двигательную установку со вспомогательной электрической мощностью, способную уменьшить потребление ракетного топлива во время предварительного охлаждения.

[0009] Другой задачей настоящего изобретения является - стабилизировать включаемый при запуске турбонасосный агрегат и достичь уменьшения массы устройства, используемого для этой стабилизации.

[0010] Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью в соответствии с объектом настоящего изобретения включает в себя форкамеру, выполненную с возможностью образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру сгорания, выполненную с возможностью сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры; турбонасос, включающий в себя турбину, вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и насос, приводимый вращением турбины, при этом турбонасос выполнен с возможностью подачи горючего из бака горючего в форкамеру, и выполнен с возможностью подачи окислителя из бака окислителя в форкамеру и в главную камеру сгорания; электрический двигатель, выполненный с возможностью вращения турбины; и муфту, выполненную с возможностью соединения между собой электрического двигателя и турбины и размыкания соединения между электрическим двигателем и турбиной.

[0011] Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью дополнительно может включать в себя циркуляционный канал, выполненный с возможностью возврата горючего и окислителя, выпускаемых из турбонасоса, в бак горючего и в бак окислителя.

[0012] Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью дополнительно может включать в себя охлаждающее устройство, выполненное с возможностью охлаждения бака горючего и бака окислителя.

[0013] Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью дополнительно может включать в себя первый клапан, выполненный с возможностью регулирования количества горючего, подаваемого в форкамеру, второй клапан, выполненный с возможностью регулирования количества окислителя, подаваемого в главную камеру сгорания, а также третий клапан, выполненный с возможностью регулирования количества окислителя, подаваемого в форкамеру, при этом каждый из первого клапана, второго клапана и третьего клапана может быть клапаном-регулятором потока.

[0014] Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью может дополнительно включать в себя лазерный воспламенитель, выполненный с возможностью вызывать воспламенение в форкамере и в главной камере сгорания посредством лазерного луча.

ПОЛОЖИТЕЛЬНЫЕ ЭФФЕКТЫ

[0015] Настоящее изобретение обеспечивает жидкостную ракетную двигательную установку со вспомогательной электрической мощностью, способную уменьшить потребление ракетного топлива во время предварительного охлаждения.

[0016] Кроме того, настоящее изобретение может обеспечить жидкостную ракетную двигательную установку со вспомогательной электрической мощностью, способную стабилизировать включаемый при запуске турбонасос и достичь уменьшения массы устройства, используемого для этой стабилизации.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0017] Фиг. 1 представляет собой принципиальную схему, иллюстрирующую конфигурацию жидкостной ракетной двигательной установки со вспомогательной электрической мощностью в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

Фиг. 2 представляет собой схему, иллюстрирующую работу показанной на фиг. 1 жидкостной ракетной двигательной установки со вспомогательной электрической мощностью во время предварительного охлаждения.

Фиг. 3 представляет собой принципиальную схему, иллюстрирующую конфигурацию модифицированного примера жидкостной ракетной двигательной установки со вспомогательной электрической мощностью в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

Фиг. 4 представляет собой схему, иллюстрирующую работу показанной на фиг. 3 жидкостной ракетной двигательной установки со вспомогательной электрической мощностью во время предварительного охлаждения.

ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

[0018] Ниже со ссылкой на приложенные чертежи будет описана электрическая жидкостная ракетная двигательная установка. Элементы, общие для соответствующих чертежей, обозначаются одними и теми же ссылочными позициями, а повторяющиеся пояснения далее по тексту не повторяются. Далее для простоты электрическая жидкостная ракетная двигательная установка называется жидкостной ракетной двигательной установкой.

[0019] Фиг. 1 представляет собой принципиальную схему, иллюстрирующую конфигурацию жидкостной ракетной двигательной установки в соответствии с настоящим изобретением. Как показано на фиг. 1, жидкостная ракетная двигательная установка включает в себя главную камеру 10 сгорания, форкамеру 11 и турбонасос 20. Далее жидкостная ракетная двигательная установка проще называется двигательной установкой. В том смысле, как оно здесь используется, выражение "во время предварительного охлаждения" относится к периоду, в течение которого двигательная установка должна охлаждаться, когда основная 10 камера сгорания или форкамера 11 не работают. Таким образом, термин "предварительное охлаждение" включает в себя не только охлаждение перед запуском ракеты, но также и охлаждение перед повторной работой главной камеры 10 сгорания или форкамеры 11.

[0020] Двигательная установка по настоящему изобретению использует в качестве горючего жидкий водород или жидкий углеводород (такой как жидкий метан), а в качестве окислителя - жидкий кислород. В работе двигательной установки используется цикл поэтапного сгорания. Образующиеся в форкамере 11 газообразные продукты сгорания используются для привода турбонасоса 20 (в частности, турбины 21), а затем сжигаются в главной 10 камере сгорания.

[0021] Горючее высасывается турбонасосом 20 из бака 30 горючего и подается в форкамеру 11 через теплообменник 12, предусмотренный у главной камеры 10 сгорания. Горючее, подаваемое в теплообменник 12, охлаждает главную камеру 10 сгорания.

[0022] Окислитель также всасывается турбонасосом 20 - из бака 40 окислителя. Бóльшая часть всасываемого окислителя поступает в главную камеру 10 сгорания, а остальная часть подается в форкамеру 11. В форкамере 11 из горючего и окислителя образуются газообразные продукты сгорания. Образованные газообразные продукты сгорания протекает через турбину 21 турбонасоса 20 в качестве приводного газа, а затем подается в главную камеру 10 сгорания.

[0023] Главная камера 10 сгорания сжигает газ, смешанный из окислителя, поступающего из турбонасоса 20, и газообразных продуктов сгорания, поступающих из форкамеры 11. Газообразные продукты сгорания из главной 10 камеры сгорания выпускаются из сопла через критическое сечение. Расширение выпускаемых газообразных продуктов сгорания порождает ускорение, необходимое для того, чтобы создать тягу ракеты.

[0024] Настоящий вариант осуществления приложим также для изготовления двигательной установки с использованием газогенераторного цикла. В такой установке газообразные продукты сгорания из форкамеры 11 (газогенератора) проходят через турбину 21 турбонасоса 20, чтобы затем быть выпущенными наружу.

[0025] Турбонасос 20 подает ракетное топливо (горючее и окислитель) в основную 10 камеру сгорания и в форкамеру 11. Например, турбонасос 20 подает горючее из бака 30 горючего в форкамеру 11, а окислитель - из бака 40 окислителя - в форкамеру 11 и в основную 10 камеру сгорания. Турбонасос 20 включает в себя турбину 21, и первый насос (насос горючего) 22 и второй насос (насос окислителя) 23, работающие от турбины 21. Турбина 21, первый насос 22 и второй насос 23 могут иметь обычные конфигурации. Как описано ниже, вращающийся вал турбонасоса 20 через муфту 24 соединен с вращающимся валом электрического двигателя 25.

[0026] Турбина 21 вращается потоком газообразных продуктов сгорания, протекающих из форкамеры 11 в главную камеру 10 сгорания таким образом, что при этом первому насосу 22 и второму насосу 23 передается вращательное усилие. Таким образом, первый насос 22 и второй насос 23 приводятся в движение турбиной 21. Первый насос 22 всасывает топливо из бака 30 горючего, создает давление топлива и подает его. Второй насос 23 из бака 40 окислителя всасывает окислитель, наддувает и подает окислитель. Каждый из соответствующих насосов 22 и 23 является, например, центробежным насосом с рабочим колесом.

[0027] Двигательная установка по настоящему варианту осуществления включает в себя электрический двигатель 25 и муфту 24. Электрический двигатель 25 через муфту 24 соединен с турбиной 21 турбонасоса 20. Муфта 24 соединяет между собой вращающийся вал электрического двигателя 25 и вращающийся вал турбины 21 и отключает соединение между электрическим двигателем 25 и турбиной 21. Эта муфта 24 может иметь обычную конфигурацию. Подключенный к турбине 21 электрический двигатель 25 вращается таким образом, что вращательное усилие передается на турбину 21, и поэтому турбина 21 тоже вращается. Вращение турбины 21 вращает соответствующие рабочие колеса насосов 22 и 23 турбонасоса 20. Таким образом электрический двигатель 25 через муфту 24 и турбину 21 может приводить в действие соответствующие насосы 22 и 23. Когда муфта 24 отключает соединение между электрическим двигателем 25 и турбиной 21, вращательное усилие, передаваемое от электрического двигателя 25 к турбине 21, исчезает. Электрический двигатель 25 и муфта 24 управляются контроллером 13.

[0028] Электрический двигатель 25 используется для достижения по меньшей мере двух целей. Первая цель состоит в том, чтобы приводить турбонасос 20 во вращение на низкой скорости для циркуляции небольшого количества ракетного топлива, чтобы удерживать двигательную установку в охлажденном состоянии. Вторая цель заключается в том, чтобы приводить турбонасос 20 во вращение на промежуточной скорости вращения для обеспечения скорости потока и состояния наддува, необходимых для воспламенения в главный камере 10 сгорания и в форкамере 11 при запуске двигательной установки. После того, как в результате последней операции двигательная установка самостоятельно запустится, скорость вращения турбонасоса 20 возрастает до уровня, превышающего рабочий диапазон электрического двигателя 25. Для того чтобы избежать повреждения энергосистемы, вызванного такой избыточной электродвижущей силой электрического двигателя 25, муфта 24 физически (механически) отделяет электрический двигатель 25 от вращающегося вала турбонасоса 20.

[0029] Источник питания электрического двигателя 25 можно изменять (переключать) в зависимости от ситуации вне ракеты. Например, до запуска ракеты питание электрического двигателя 25 подается от установленной в ракете аккумуляторной батареи (не показана) или же от внешнего источника питания (не показан), а после запуска ракеты оно подается от аккумуляторной батареи (не показана) или солнечного элемента (не показана).

[0030] Турбина 21, первый насос 22 и второй насос 23 могут быть закреплены на едином вращающемся валу, как показано на фиг. 1, или же могут быть раздельно прикреплены к соответствующим валам промежуточных механизмов, таких как шестерня. В любом случае вращательное усилие от турбины 21 передается на первый насос 22 и на второй насос 23.

[0031] Каждый из первого насоса 22 и второго насоса 23 турбонасоса 20 может включать в себя турбину 21 для всасывания и подачи горючего и окислителя. Каждый из первого насоса 22 и второго насоса 23, включающих в себя турбину 21, независимо включает в себя электрический двигатель 25 и муфту 24, так что газообразные продукты сгорания, впускаемые из форкамеры 11, через соответствующие турбины подаются в основную 10 камеру сгорания. Скорость вращения устанавливается по отдельности для первого насоса 22 и второго насоса 23 в зависимости от свойств горючего и окислителя и предполагаемого соотношения смеси.

[0032] Канал прохождения горючего, испускаемого из турбонасоса 20 (первый насос 22), в точке 31 отвода разделяется на главный канал 32 горючего в направлении теплообменника 12 и на вспомогательный канал 33 горючего, по которому горючее протекает во время его предварительного охлаждения. Главный канал 32 горючего обеспечен клапаном 34 подачи горючего (первый клапан). Этот клапан 34 подачи горючего регулирует количество горючего, подаваемого в форкамеру 11. Вспомогательный канал 33 горючего снабжен дренажным клапаном 35 горючего. Дренажный клапан 35 горючего открывается наружу (в воздух или космическое пространство) на выходной стороне установки.

[0033] Клапан 34 подачи горючего и дренажный клапан 35 горючего управляются контроллером 13. Например, во время предварительного охлаждения клапан 34 подачи горючего закрыт, а дренажный клапан 35 горючего открыт. При сжигании клапан 34 подачи горючего 34 открыт, а дренажный клапан 35 горючего закрыт.

[0034] Канал прохождения окислителя, испускаемого из турбонасоса 20 (второй насос 22), в точке 41 отвода разделяется на главный канал 42 окислителя в направлении главной камеры 10 сгорания и на вспомогательный канал 43 окислителя, по которому окислитель протекает во время его предварительного охлаждения. Главный канал 42 окислителя обеспечен клапаном 44 подачи окислителя (второй клапан). Этот клапан 44 подачи окислителя регулирует количество окислителя, подаваемого в главную камеру 10 сгорания. Вспомогательный канал 43 окислителя снабжен дренажным клапаном 45 окислителя. Дренажный клапан 45 окислителя на выходной стороне установки открывается наружу (в воздух или космическое пространство).

[0035] Клапан 44 подачи окислителя и дренажный клапан 45 окислителя управляются контроллером 13. Например, во время предварительного охлаждения клапан 44 подачи окислителя закрыт, а дренажный клапан 45 окислителя открыт. При сжигании клапан 44 подачи окислителя 44 открыт, а дренажный клапан 45 окислителя закрыт.

[0036] Канал 37 окислителя от турбонасоса 20 к форкамере 11 обеспечен клапаном 36 регулирования окислителя (третий клапан) 36. Этот клапан 36 регулирования окислителя управляется контроллером 13, для того чтобы регулировать количества окислителя, подаваемого в форкамеру 11.

[0037] Далее описана работа двигательной установки. Порядок нижеследующих операций процесса является лишь примерным.

[0038] Перед подачей ракетного топлива в двигательную установку клапан 34 подачи горючего закрыт, а дренажный клапан 35 горючего открыт. Клапан 44 подачи окислителя закрыт, а дренажный клапан 45 окислителя открыт. Клапан 36 регулирования окислителя закрыт.

[0039] Электрический двигатель 25 и турбина 21 соединены между собой посредством муфты 24. Электрический двигатель 25 вращает турбину 21, в то же время оставаясь соединенным с ней, чтобы приводить в движение турбонасос 20 (первый насос 22 и второй насос 23). Скорость вращения турбины 21, вращаемой электрическим двигателем 25, гораздо ниже, чем скорость вращения турбины 21, когда двигательная установка работает автономно.

[0040] Когда турбонасос 20 включен, горючее вводится в двигательную установку из бака 30 горючего, а окислитель вводится в двигательную установку из бака 40 окислителя. Горючее в жидком состоянии проходит через первый насос 22 и испускается наружу через вспомогательный канал 33 горючего. Окислитель в жидком состоянии проходит через второй насос 23 и таким же образом испускается наружу через вспомогательный канал 43 окислителя. Таким образом охлаждается по меньшей мере канал от бака 30 горючего до точки 31 отвода, канал от бака 40 окислителя до точки 41 отвода, первый насос 22 и второй насос 23. Фиг. 2 показывает охлаждаемые этой операцией каналы как обозначенные жирными линиями.

[0041] Когда клапан 34 подачи горючего, клапан 44 подачи окислителя и клапан 36 регулирования окислителя открыты, горючее или окислитель протекают и охлаждают все каналы, показанные на фиг. 1.

[0042] Как описано выше, электрический двигатель 25 вращает (приводит во вращение) турбину 21, при этом электрический двигатель 25 и турбина 21 соединены между собой через муфту 24. Таким образом в достаточной степени охлаждается вся двигательная установка. Эта конфигурация позволяет первому насосу 22 и второму насосу 23 удерживать под давлением и подавать горючее и окислитель в форкамеру 11 в соответствии с частотой вращения в пределах мощности движущей силы электрического двигателя 25. Когда соотношение смеси горючего и окислителя в форкамере 11 достигает заданного значения, воспламенитель (устройство зажигания) 62 форкамеры 11 вызывает зажигание (воспламенение) смеси. Затем форкамера 11 создает газообразные продукты сгорания горючего и окислителя, и образованные газообразные продукты сгорания протекают через турбину 21 турбонасоса 20. Поток газообразных продуктов сгорания вращает турбину 21, включая в работу первый насос 22 и второй насос 23. Первый насос 22 удерживает под давлением и подает горючее в форкамеру 11. Второй насос 23 удерживает под давлением и подает окислитель в основную 10 камеру сгорания и в форкамеру 11. Когда в результате этих последовательных этапов давление внутри главной камеры 10 сгорания повысится, а соотношение смеси окислителя и газообразных продуктов сгорания из форкамеры 11 достигнет предустановленной величины, воспламенитель 61 главной камеры 10 сгорания вызывает зажигание (воспламенение) смеси с переходом к устойчивому горению.

[0043] Прежде чем режим горения главной камеры 10 сгорания перейдет в устойчивое горение, контроллер 13 подает на муфту 24 команду управления, чтобы расцепить соединение между электрическим двигателем 25 и турбиной 21. А именно, - муфта 24 блокирует вращательное усилие, передаваемое от электрического двигателя 25 к турбине 21. Например, при включении зажигания главной камеры 10 сгорания муфта 24 расцепляет соединение между электрическим двигателем 25 и турбиной 21. Расцепление этого соединения предотвращает чрезмерное вращение электрического двигателя 25 или возникновение противодействующей электродвижущей силы, вызванной высокой скоростью вращения турбонасоса 20 во время процесса горения.

[0044] Настоящий вариант осуществления использует электрический двигатель 25 для привода турбонасоса 20 так, чтобы он всасывал ракетное топливо из топливного бака (бак 30 горючего и бак 40 окислителя) и подавал это топливо в двигательную установку. Кроме того, электрический двигатель 25 функционирует в качестве вспомогательного устройства для привода турбонасоса 20 в тот период времени, когда турбина 21 приводится в движение выбрасываемым из форкамеры 11 потоком газообразных продуктов сгорания (например, во время запуска) в недостаточной степени. Таким образом, в этой двигательной установке нет необходимости использовать обычный резервуар высокого давления для повышения давления в топливном баке во время предварительного охлаждения, так чтобы уменьшить размер резервуара высокого давления или устранить резервуар высокого давления для повышения эффективности охлаждения. Эффективное охлаждение снижает чрезмерное потребление топлива. Кроме того, оно способствует также снижению веса двигательной установки. Далее, регулированием скорости вращения электрического двигателя 25 при запуске можно регулировать количество подаваемого в двигательную установку топлива, что облегчает установку давления топлива для стабильного воспламенения, что приводит к простой установке, требующей для запуска только электрический двигатель 25.

[0045] На начальном этапе работы двигательной установки газообразные продукты сгорания от форкамеры 11 тоже постепенно приводят в движение турбину 21. Таким образом, максимальные "лошадиные силы" (максимальная мощность), необходимые для электрического двигателя 25, требуются только для того, чтобы иметь величину, достаточную для достижения давления, обеспечивающего устойчивое зажигание главной 10 камеры сгорания. Такая величина составляет примерно одну сотую лошадиной силы (десять тысячных лошадиных сил) мощности турбонасоса 20, которая необходима, для того чтобы при нормальном горении подавать реактивное топливо под высоким давлением. Таким образом, электрический двигатель 25 при этом может иметь относительно небольшой размер, что также способствует уменьшению веса двигательной установки.

[0046] Как показано в фиг. 3, двигательная установка по настоящему варианту исполнения может дополнительно включать в себя циркуляционный канал 53, через который исходящие из турбонасоса 20 горючее и окислитель протекают обратно в бак 30 горючего и в бак 40 окислителя. Этот циркуляционный канал 53 состоит из вспомогательного канала 33 горючего и вспомогательного канала 43 окислителя. Вспомогательный канал 33 горючего далее после выхода соединен с баком 30 горючего, а вспомогательный канал 43 окислителя далее после выхода соединен с баком 40 окислителя. Вспомогательный канал 33 горючего позволяет главному каналу 32 горючего сообщаться с баком 30 горючего, а вспомогательный канал 43 окислителя позволяет главному каналу 42 окислителя сообщаться с баком 40 окислителя.

[0047] Поскольку циркуляционный канал 53 состоит из вспомогательного канала 33 горючего и вспомогательного канала 43 окислителя, то ракетное топливо может возвращаться в бак 30 горючего и бак 40 окислителя. Например, горючее в жидком состоянии проходит через первый насос 22 и возвращается в бак 30 горючего через вспомогательный канал 33 горючего, будучи предварительно охлаждаемым, и при этом клапан 34 подачи горючего закрыт, дренажный клапан 35 горючего открыт, клапан 44 подачи окислителя закрыт, а дренажный клапан 45 окислителя открыт. Окислитель в жидком состоянии проходит через второй насос 23 и таким же образом возвращается в бак 40 окислителя через вспомогательный канал 43 окислителя. Таким образом, топливо в двигательной установке циркулирует без выброса из двигательной установки. Фиг. 4 иллюстрирует каналы, обозначенные сплошными линиями, охлаждаемые в результате вышеописанной последовательности.

[0048] Циркуляция топлива достигается за счет работы турбонасоса 20, приводимого в действие электрическим двигателем 25. Работа турбонасоса 20, приводимого в действие электрическим двигателем 25, позволяет использовать топливо как для охлаждения двигательной установки, так и для сжигания его в соответствующих камерах сгорания, для того чтобы значительно уменьшить количество потребляемого топлива. Уменьшение потребляемого топлива является эффективным, особенно когда ракета находится на орбите (в космическом пространстве), где нет никакой возможности в пополнении топлива извне.

[0049] Топливо, поданное по циркуляционному каналу 53 в бак 30 горючего и в бак 40 окислителя, является смешанным. Таким образом, электрический двигатель 25, турбонасос 20, и циркуляционный канал 53 составляют смеситель для топлива в баке 30 горючего и в баке 40 окислителя. Поскольку при орбитальном полете тепловая диффузия конвекцией обусловлена быть не может, то топливо имеет тенденцию иметь неравномерное распределение температуры. Двигательная установка по данному варианту осуществления может смешивать топливо посредством возврата топлива, как это описано выше, тем самым устраняя неравномерность распределения температуры топлива в соответствующих баках.

[0050] В дополнение к циркуляционному каналу 53 двигательная установка может включать в себя охлаждающее устройство (такое как холодильник и охладитель) 50 для повышения до необходимой эффективности охлаждения. Это охлаждающее устройство 50 представляет собой работающий от электричества чрезвычайно низкотемпературный холодильник, и оно охлаждает по крайней мере бак 30 горючего и бак 40 окислителя. Охлаждающее устройство 50 включает в себя первый охлаждающий блок 51 для охлаждения бака 30 горючего и второй охлаждающий блок 52 для охлаждения бака 40 окислителя. Эти холодильные блоки могут быть интегральным холодильным агрегатом. Охлаждающее устройство 50 охлаждает топливо в соответствующих баках и способствует длительному хранению, подавлению испарения и разжижению топлива.

[0051] Как описано выше, главный канал 32 горючего обеспечен клапаном 34 подачи горючего (первый клапан), а главный канал 42 окислителя обеспечен клапаном 44 подачи окислителя (второй клапан). Канал 37 окислителя от турбонасоса 20 к форкамере 11 обеспечен клапаном 36 регулирования окислителя (третий клапан) 36. Эти клапаны 34, 44, и 36 обычно представляют собой клапан типа "Вкл./Выкл.", который находится в полностью открытом или в полностью закрытом состоянии. Настоящий вариант осуществления вместо клапана "Вкл./Выкл." может использовать клапан управления потоком, степень открытия которого последовательно (постепенно) изменяется. Степень открытия клапана управления потоком управляется с помощью контроллера 13.

[0052] Клапан управления потоком используется вместе с электрическим двигателем 25 для того, чтобы во время запуска удерживать постоянным соотношение смеси газообразных продуктов сгорания, например, для увеличения устойчивости работы двигательной установки. Этот клапан управления потоком служит также в качестве дросселя, который во время автономной работы увеличивает или уменьшает тягу, соответственно регулируя степень своего открытия, с тем чтобы удерживать соотношение смеси газообразных продуктов сгорания постоянным.

[0053] Соотношение смеси протекающих в форкамеру 11 горючего и окислителя, устанавливается на величину, соответствующую смеси, обогащенной горючим, или на величину, соответствующую смеси, обогащенной окислителем, так чтобы избежать чрезмерного повышения температуры газообразных продуктов сгорания с целью подавления эрозии форкамеры 11. Обычно газовая смесь, обогащенная горючим или обогащенная окислителем, по мере того, как соотношение смеси изменяется, имеет тенденцию резко менять температуру горения. Настоящий вариант осуществления устанавливает количество горючего и окислителя, подаваемого в двигательную установку, электрическим двигателем 25 на начальной стадии предварительного охлаждения. Клапан 36 регулирования окислителя, когда он работает в качестве клапана управления потоком, может точно регулировать количество окислителя по отношению к количеству топлива, поступающего в форкамеру 11. Поэтому соотношение смеси может быть установлено на соответствующее значение, способное минимизировать потерю подаваемого количества и образовывать газообразные продукты сгорания при достаточно высокой температуре и давлении, с тем чтобы не вызывать эрозию форкамеры 11 или турбины 21. Кроме того, поскольку соотношение смеси можно легко регулировать, то можно оптимизировать циклограмму воспламенения в форкамере 11.

[0054] Использование клапана управления потоком в качестве клапана 34 подачи горючего и клапана 44 подачи окислителя может позволить непрерывно (с частыми интервалами) регулировать тягу при номинальном сгорании, а также изменять соотношение смеси для регулирования количества потребляемого топлива. Кроме того, поскольку соотношение смеси в главной камере 10 сгорания можно легко регулировать, то можно оптимизировать циклограмму зажигания в главный камере 10 сгорания.

[0055] Как описывалось выше, двигательная установка включает в себя воспламенитель 61 для главной камеры 10 сгорания и воспламенитель 62 для форкамеры 11. Каждый из воспламенителей 61 и 62 включает в себя "заряд зажигания", свечу зажигания, и контроллер. Альтернативно воспламенители 61 и 62 могут быть лазерными воспламенителями, использующими лазерный луч. Такой лазерный воспламенитель включает в себя источник света, испускающий импульсный лазерный луч большой мощности. Испущенный источником света лазерный луч нагревает или испаряет (аблирует) находящиеся в главной 10 камере сгорания и предварительной горелке 11 мишени (не показаны) и воспламеняет окружающую газовую смесь.

[0056] Лазерный луч, как известно, легко управляется во времени. Воспламенение лазерным лучом, в отличие от других способов воспламенения, не подвержено влиянию окружающих условий в момент зажигания. Поэтому лазерный воспламенитель имеет широкий рабочий диапазон - от зажигания под низким давлением до номинального горения под высоким давлением. Поскольку подаваемое электрическим двигателем 25 в двигательную установку количество топлива регулируется, то соотношением смеси в главной камере 10 сгорания и в форкамере 11 можно легко управлять. Таким образом, двигательная установка может установить надлежащую и надежную циклограмму воспламенения и упростить последовательность воспламенения, что приводит к значительному снижению риска разработки и сокращению стоимости разработки.

[0057] Лазерный воспламенитель имеет более простую конфигурацию, чем другие устройства зажигания. Например, обычный воспламенитель, использующий свечу зажигания, обычно занимает около 10% всего двигателя, включая контроллер. Использование лазерного воспламенителя вместо такого обычного устройства зажигания может уменьшить вес установки.

[0058] Следует понимать, что настоящее изобретение не подразумевает его ограничения вышеописанным вариантом осуществления, и что настоящее изобретение определено приложенными пунктами формулы изобретения, и охватывает все модификации, эквиваленты и альтернативные варианты осуществления в рамках приложенных пунктов формулы изобретения.

1. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью, содержащая:

форкамеру, выполненную с возможностью образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя;

главную камеру сгорания, выполненную с возможностью сжигания газовой смеси горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры;

турбонасос, включающий в себя турбину, вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и насос, приводимый вращением турбины, причем турбонасос выполнен с возможностью подачи горючего из бака горючего в форкамеру и с возможностью подачи окислителя из бака окислителя в форкамеру и главную камеру сгорания;

электрический двигатель, выполненный с возможностью вращения турбины; и

муфту, выполненную с возможностью соединения электрического двигателя и турбины и размыкания соединения между электрическим двигателем и турбиной.

2. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью по п. 1, дополнительно содержащая циркуляционный канал, выполненный с возможностью возврата горючего и окислителя, выпускаемых из турбонасоса, в бак горючего и в бак окислителя.

3. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью по п. 2, дополнительно содержащая охлаждающее устройство, выполненное с возможностью охлаждения бака горючего и бака окислителя.

4. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью по п. 1, дополнительно содержащая:

первый клапан, выполненный с возможностью регулирования количества горючего, подаваемого в форкамеру;

второй клапан, выполненный с возможностью регулирования количества окислителя, подаваемого в главную камеру сгорания; и

третий клапан, выполненный с возможностью регулирования количества окислителя, подаваемого в форкамеру,

при этом каждый из первого клапана, второго клапана и третьего клапана является клапаном-регулятором потока.

5. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью по п. 2, дополнительно содержащая:

первый клапан, выполненный с возможностью регулирования количества горючего, подаваемого в форкамеру;

второй клапан, выполненный с возможностью регулирования количества окислителя, подаваемого в главную камеру сгорания; и

третий клапан, выполненный с возможностью регулирования количества окислителя, подаваемого в форкамеру,

при этом каждый из первого клапана, второго клапана и третьего клапана является клапаном-регулятором потока.

6. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью по п. 3, дополнительно содержащая:

первый клапан, выполненный с возможностью регулирования количества горючего, подаваемого в форкамеру;

второй клапан, выполненный с возможностью регулирования количества окислителя, подаваемого в главную камеру сгорания; и

третий клапан, выполненный с возможностью регулирования количества окислителя, подаваемого в форкамеру,

при этом каждый из первого клапана, второго клапана и третьего клапана является клапаном-регулятором потока.

7. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью по любому из пп. 1-6, дополнительно содержащая лазерный воспламенитель, выполненный с возможностью вызывать воспламенение в форкамере и в главной камере сгорания посредством лазерного луча.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к созданию разгонных блоков на базе твердотопливных двигательных установок, и направлено на совершенствование их конструкции.

Газогенератор твердотопливный содержит корпус с передней крышкой, частично перфорированную радиальными отверстиями трубку-запальник, скрепленную с передней крышкой, дросселирующее отверстие, пиропатрон и твердотопливный заряд, размещенный в герметичной секционной оболочке.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам. В мультивекторной матричной ракетной двигательной системе плоская дискообразная с волнообразным внешним контуром монолитная термостойкая диэлектрическая (МТД) подложка с размещенной на ней квадратной матричной реверсивной структурой двигательных ячеек соединена с повторяющей ее контур цилиндрообразной полой с волнообразным профилем МТД-подложкой с радиально-веерной ориентацией всех продольных осей конусообразных микропор на центры чередующихся сопряженных вогнутых и выпуклых полуокружностей.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит жестко связанные с корпусом два реактивных двигателя, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом, блок управления, лазер, разветвленный световод.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при разработке и создании ЖРД на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к конструкции порохового аккумулятора давления, предназначенного для приведения в действие аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике, а именно к способу запуска камеры ЖРД или газогенератора многократного запуска с лазерным воспламенением топлива, использующего как жидкие, так и газообразные ракетные топлива, и устройству для его осуществления.

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты состоит из корпуса с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым для работы в составе кумулятивно-фугасного заряда. Двигатель кумулятивно-фугасного заряда содержит корпус, сопло, заряд, размещенный между решеткой и переходным дном, воспламенитель и мембрану в виде крышки.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике. Способ получения восстановительного газа, основанный на газификации жидких окислителя и избыточного количества горючего путем их химического взаимодействия в нескольких зонах, в соответствии с изобретением полный расход окислителя предварительно газифицируют в первой зоне взаимодействием с малой частью расхода горючего, этот окислительный газ используют в качестве эжектирующего рабочего тела в эжекторе-дожигателе конденсированной фазы во второй зоне, газ из которого смешивают для взаимодействия в третьей зоне с оставшейся частью расхода горючего, затем полученный восстановительный газ путем сепарации разделяют на очищенный газ, который подают потребителю, и псевдоожиженную небольшим расходом газа конденсированную фазу, которую используют в качестве эжектируемого рабочего тела в упомянутом эжекторе-дожигателе.

Изобретение относится к уплотнительной технике. Способ обеспечения герметичности турбонасосного агрегата в условиях высоких вибрационных нагрузок заключается в определении допустимого радиального люфта вала, равного 0,15÷0,30 мм.

Предложен вращательный механизм, такой как турбокомпрессор, имеющий систему восстановления текучей среды для восстановления протекающей рабочей среды, такой как газообразный гелий в контуре гелия, который протек через уплотнения вала, предусмотрено очистное устройство для удаления загрязняющих веществ из рабочей среды, причем турбокомпрессор может иметь одну текучую среду, такую как гелий или водород, пропускаемую через один турбокомпонент, такой как турбина, и вторую рабочую среду, такую как воздух или гелий, пропускаемую через второй турбокомпонент, такой как компрессор, при этом вращательный механизм выполнен с возможностью установки в двигателе летательного аппарата.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход со смесителем, выполненным в виде трубки Вентури и соединенным с выходом насоса окислителя, при этом выход смесителя соединен с форсуночной головкой камеры.

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.

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

Изобретение 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 устройству питания камер ракетных двигателей (100) первым и вторым компонентами ракетного топлива. Первый контур (16) питания создающей тягу камеры (10) включает в себя турбонасос (22), имеющий по меньшей мере один насос (22a) для перекачки первого компонента ракетного топлива из первого бака (12) и турбину (22b), механически соединенную с упомянутым насосом (22a).

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

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

Изобретение относится к жидкостной ракетной двигательной установке. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью содержит форкамеру для образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру сгорания для сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры, турбонасос, включающий в себя турбину, вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и первый насос и второй насос, приводимые вращением турбины, при этом турбонасос подает горючее из бака горючего в форкамеру и подает окислитель из бака окислителя в форкамеру и в главную камеру сгорания, электрический двигатель для вращения турбины до форкамеры и главной камеры сгорания и муфту для соединения электрического двигателя и турбины и размыкания этого соединения между электрическим двигателем и турбиной. Изобретение обеспечивает уменьшение потребления ракетного топлива во время предварительного охлаждения. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх