Атомный ракетный двигатель

ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно жидкостным ракетным двигателям, работающим на водороде и использование как дополнительного источника энергии ядерного реактора.
В качестве маршевых двигателей для мощных ракет носителей часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными.
Атомный ракетный двигатель (Рис. 1 и 2) содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2 и ядерный реактор 3 Камера сгорания 1 содержит головку камеры сгорания 4, цилиндрическую часть 5 и сверхзвуковое сопло 6. Турбонасосный агрегат ТНА-2 (Рис. 1 и 2), в свою очередь, содержит насос окислителя 7, насос горючего 8, пусковую турбину 9, установленные в корпусе 10, основную турбину 11, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 2.

Рис.1
Газогенератор 12 установлен над основной турбиной 11 соосно с турбонасосным агрегатом 2 и имеет в верхней части полости «А» и «Б». Корпус 10 может быть общим для турбонасосного агрегата 2 и газогенератора 12 и может иметь необходимые разъемамы для обеспечения сборки. Сверхзвуковое сопло 6, выполнено из двух оболочек 13 и 14 и зазором «В», который образует систему регенеративного охлаждения На наружной поверхности камеры сгорания 6 установлен коллектор горючего 15, К коллектору горючего 15 подключен основной трубопровод горючего 16, в котором установлен отсечной клапан горючего 17. Также к выходу из насоса горючего 7 подключен дополнительный трубопровод горючего18, в котором установлен регулятор расхода 19 с приводом 20, клапан горючего 21 и который соединен с полостью «Б» газогенератора 12. Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 21 через клапан окислителя 23 тоже соединен с газогенератором 12, точнее с полостью «А». В верхней части газогенератора 12 установлены форсунки окислителя 24 и форсунки горючего 25 и запальные устройства 26. Выход из газогенератора 12 соединен с головкой камеры сгорания 4 газоводом 27.

Рис.2
К пусковой турбине 9 подстыкован трубопровод 28 с пусковым клапаном 29, предназначенным для запуска пусковой турбины 9, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования.
Двигатель имеет блок управления 30, к которому электрическими связями 31 подсоединены клапан горючего 17, клапан окислителя 23, отсечной клапан горючего 21, привод 20 регулятора расхода 19 и пусковой клапан 29 .К коллектору горючего 15 подключен продувочный трубопровод 31 с клапаном продувки 33. Продувка осуществляется инертным газом, например, азотом.
Внутри цилиндрической части камеры 5 камеры сгорания 2 установлен теплообменник 34, который трубопроводами рециркуляции 35 и 36, в одном из которых установлен насос 37 соединен с ядерным реактором 3, для обеспечения подогрева газов, истекающих из сверхзвукового сопла 6.
При запуске двигательной установки с блока управления 30 подаются сигналы на пусковой клапан 29. Воздух высокого давления (или инертный газ или продукты газификации однокомпонентного топлива) с наземной системы по трубопроводу 28 подается на пусковую турбину 9 и раскручивает ТНА 2. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 7 и насоса горючего 8 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов горючего 17, окислителя 23 и отсечного клапана горючего 21. Окислитель и горючее поступает газогенератор 12. Подается сигнал на запальные устройства 26, топливная смесь в газогенераторе 12 воспламеняется. Одновременно или заранее запускают ядерный реактор 3 и насос 37. По трубопроводу циркуляции 35 теплоноситель (жидкий натрий) насосом 37 подается в теплообменник 34. Одновременно большая часть горючего (жидкого водорода) из выхода насоса горючего 8 подается по основному трубопроводу горючего 16 в коллектор горючего 15 и далее проходит в зазоре «В» между оболочками 13 и 14 проходит в головку камеры сгорания 4 и далее внутрь цилиндрической части 5 камеры сгорания 2. На вход в теплообменник 34, таким образом, поступает смесь продуктов сгорания, которая состоит в основном из горючего (жидкого водорода) и имеет относительно невысокую температуру: от 300 до 500 0С. Эта смесь подогревается в теплообменнике 34 до 3000 -4000 0С и с очень большой скоростью М=5-10 истекает из сверхзвукового сопла 6, создавая реактивную тягу.
Применение изобретения позволило:
1. Значительно увеличить дальность полета ракеты при ее одинаковом стартовом весе за счет применения ядерного горючего.
2. Обеспечить хорошие технические характеристики двигательной силовой установке.
3. Обеспечить плавное регулирование режима работы двигательной силовой установки в широком диапазоне режимов.
4. Обеспечить надежную работу сверхзвукового сопла при высоких температурах продуктов истечения за счет большого хладоресурса жидкого водорода.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Комментирование и размещение ссылок запрещено.

Комментарии закрыты.