Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатым ракетам с жидкостными ракетными двигателями.

Ракета-носитель содержит, по меньшей мере, один ракетный блок первой ступени 1 с двигателями первой ступени 2, имеющими камеру сгорания 3 и ракетный блок второй ступени 4 с двигателями второй ступени 5, имеющими камеру сгорания 6 и сопловые насадки 7. К сопловым насадкам 7 присоединены приводы 8. Ракетные блоки первой и второй ступеней 1 и 4 соединены узлами силовой связи 9.

На ракете установлен блок управления 10, соединенный электрическими связями 11 с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 5 и с узлами силовой связи 9. Внутри ракетного блока первой ступени 1 установлены бак окислителя 12 и бак горючего 13. Внутри ракетного блока второй ступени 4 установлены бак окислителя 14 и бак горючего 15, а также ядерный реактор 16, который трубопроводами циркуляции теплоносителя 17 и 18, в одном из которых установлен насос циркуляции 19 соединен с теплообменником (теплообменниками) 20, установленным в камере сгорания 3 двигателя первой ступени 2 и теплообменником (теплообменниками) 21, установленным в камере сгорания 6 двигателя второй ступени 5.

Жидкостный ракетный двигатель второй ступени 5 содержит камеру сгорания 6 и турбонасосный агрегат 22. Турбонасосный агрегат ТНА-22 (фиг. 2), в свою очередь, содержит (фиг. 2) насос окислителя 23, насос горючего 24, дополнительный насос горючего 25, турбину 26, и газогенератор 27.
Газогенератор 27 установлен над турбиной 26 соосно с турбонасосным агрегатом 22 (фиг. 2). Камера сгорания 5 содержит сопло 28, выполненное из двух оболочек 29 и 30 с зазором «В» между ними, и головку камеры сгорания 31. Внутри головки камеры сгорания 31 установлены форсунки окислителя 32 и форсунки горючего 33. На наружной поверхности камеры сгорания 5 установлен коллектор горючего 34. К коллектору горючего 34 подключен трубопровод высокого давления 35, идущий от дополнительного насоса горючего 25. Вход дополнительного насоса горючего 25 соединен трубопроводом 36 в котором установлен регулятор расхода 37 с приводом 38 с выходом из насоса горючего 24. Второй выход насоса горючего 24 трубопроводом 39, в котором установлены регулятор расхода 40 с приводом 41 и клапан горючего 42 соединен с газогенератором 27. Выход из насоса окислителя 23 трубопроводом окислителя 43 через клапан окислителя 44 тоже соединен с газогенератором 27.

Двигатель имеет блок управления 10, к которому электрическими связями 45 подключены клапан горючего 42, клапан окислителя 44, привод 41 регулятора расхода 40. Каждый двигатель второй ступени 5 (фиг. 2…4) содержит сопловую насадку 7, выполненную по профилю как продолжение сопла 28 и имеющую возможность перемещения вдоль оси камеры сгорания 6 при помощи привода 8. Привод 8 может быть выполнен в одного или нескольких исполнительных механизмов 46. Исполнительный механизм 46 с одной стороны соединен штоком 47 с силовой плитой 48, а с другой стороны с камерой сгорания 6. Предпочтительно применить три исполнительных механизма 46, установленных по окружности симметрично оси камеры сгорания 6 и соединить их механизмом синхронизации, например, ременным. Для синхронизации может быть применено электрическое или механическое устройство, например с цепью или с ремнем Электрическая синхронизация может быть реализована с применением в качестве исполнительных механизмов 46 электродвигателей.
На фиг. 3 и 4 приведена конструкция стыка сопловой насадки 7 и сопла 28, при этом на фиг. 3 приведена сопловая насадка 7 выполнена из графито-графитового композиционного материала, только верхнее кольцо 49 выполнено металлическим, оно может быть совмещено с силовой плитой 48. Стыковка сопловой насадки 7 с нижней частью сопла 28 выполнена для обеспечения герметичности по конической поверхности «Б». На фиг. 4 приведена охлаждаемая сопловая насадка 7, которая содержит рубашку охлаждения 50, образующую с сопловой насадкой 7 зазор «В», полость между сопловой насадкой 7 и соплом 28 соединена гибкими трубопроводами 51 и 52 соответственно с выходом из насоса горючего 24 и с коллектором горючего 34 (на фиг. 3 и 4 не показано).

Для предотвращения утечки теплоносителя при отстыковке первой ступени ракеты-носителя предусмотрены обратные клапаны 53 (фиг. 2), установленные в магистралях циркуляции 17 и 18.
При запуске двигателей первой и второй ступени, соответственно 3 и 5 с блока управления 10 подаются сигналы на запуск ТНА 22. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 23, насоса горючего 24 и дополнительного насоса горючего 25 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 42 и 44. Окислитель и горючее поступает в камеру сгорания 6 и газогенератор 27. Подается сигнал на запальные устройства (на фиг. 1…4 не показано) и топливная смесь в камере сгорания 6 и в газогенераторе 27 воспламеняется. Двигатели первой и второй ступеней, соответственно 3 и 5 запускаются. Регулятором расхода 40 для каждого двигателя осуществляют регулирование режима работы путем изменения соотношения компонентов топлива в газогенераторе 27. Двигатель второй ступени 5 работает на химических компонентах топлива. После этого или заранее запускают ядерный реактор 16 и теплоноситель по трубопроводу циркуляции 17 при помощи насоса 19 подается в теплообменники 20 и 21. Продукта сгорания в камерах сгорания 3 и 6 дополнительно подогреваются и двигатели 2 и 5 будут создавать большую силу тяги, при этом расход окислителя уменьшают до уровня необходимого для привода ТНА 22.

Управление ракетой-носителем может осуществляться одним из трех способов:
1. Рассогласованием силы тяги противоположно-расположенных двигателей.
2. Применением рулевых двигателей или камер сгорания.
3. Качанием маршевых двигателей как первой, так и второй ступеней.
После набора ракетой высоты блок управления 10 подает сигнал на узлы силовой связи 9, они разрываются и ракетные блоки первой ступени 1 отбрасываются в стороны. Потом с блока управления 10 подается сигнал на исполнительный (ные) механизм (механизмы) 47, которые перемещают сопловую насадку 7 (сопловые насадки) в крайнее нижнее положение. Длина сопла (сопел) и степень расширения продуктов сгорания в нем (в них) увеличивается. Продукты сгорания, вытекающие из сопла 28 дополнительно расширяются в сопловой насадке (насадках) 7 до давления окружающей среды, создавая дополнительную силу тяги без увеличения расхода топлива и увеличения мощности ядерного реактора. Это приводит к улучшению удельных технических характеристик ЖРД на больших высотах, в первую очередь к уменьшению удельного расхода топлива (расхода топлива на единицу тяги). Применение механизма синхронизации и уплотнения стыка сопла с сопловой насадкой по конической поверхности «Б» исключает перекос и образование зазора между ними, приводящего к утечке продуктов сгорания в этот зазор с ухудшению технических характеристик двигателя. Если двигатель второй ступени 5 спроектировать с высокой степенью расширения, без регулирования ее по высоте, то это приведет к тому, что на больших высотах полета ракеты-носителя двигатель будет работать в оптимальном режиме, а на малых высотах его технические характеристики резко ухудшатся из-за перерасширения газов внутри сопла. Кроме того, возникнет неуправляема боковая составляющая силы тяги сопла и возможен прогар внутренней стенки сопла в местах отрыва сверхзвукового потока.
При выключении двигателя с блока управления 10 подается сигнал на отключение ядерного реактора 16 и на клапаны 42 и 44, которые закрываются.

Применение изобретения позволило:
1. Значительно увеличить дальность полета ракеты при ее одинаковом стартовом весе за счет применения ядерного горючего.
2. Обеспечить хорошие технические характеристики двигателя второй ступени в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.
3. Обеспечить надежную работу сопловой насадки при высоких температурах.
4. Исключить перекос при выдвижении сопловой насадки в нижнее положение за счет применения механизма синхронизации.
5. Обеспечить герметичность стыка сопловой насадки с соплом для обеих вариантов сопловой насадки: неохлаждаемой и охлаждаемой.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович, Моисеев Д.В.