Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам-носителям и жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на четырех компонентах топлива, преимущественно на криогенном окислителе, жидком кислороде и фторе и углеводородном горючем и жидком водороде в качестве второго горючего. 

Ракета-носитель (рис. 1) содержит, по меньшей мере, один ракетный блок первой ступени 1 с двигателями первой ступени 2, имеющими камеру сгорания 3 и двухкомпонентный ТНА 4 и ракетный блок второй ступени 5 с двигателями второй ступени 6, имеющими камеру сгорания 7 и четырехкомпонентный ТНА 8. Все двигатели установлены на рамах 9. На всех камерах сгорания 3 и 7 или только на камере сгорания 7 установлены приводы 10 для их качания в одной или двух плоскостях, с целью управления вектором тяги. При этом четырехкомпонентный ТНА 8 закреплен на раме 9 жестко, а камера сгорания 7 соединена с трехкомпонентным ТНА 8 через сильфон 11 Ракетные блоки первой и второй ступеней 1 и 5 соединены узлами силовой связи 12.

На всех ракетных ступенях установлены баки первого окислителя 13 и баки первого горючего 14, кроме того, на второй ракетной ступени 5 установлен бак второго горючего 15 и бак второго окислителя 16. Баки первого окислителя 13 трубопроводом окислителя 17, содержащим главный клапан окислителя 18 соединен с двигателями 2 и 6. Каждый бак первого горючего 14 трубопроводом горючего 19, содержащим главный клапан первого горючего 20 соединен с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6. Бак второго горючего 15 трубопроводом второго горючего 21, содержащим главный клапан второго горючего 22 соединен с двигателем второй ступени 6. Бак второго окислителя 16 трубопроводом окислителя 23, содержащим главный клапан второго окислителя 24 соединен с двигателем (двигателями) 6.
На ракете установлен блок управления 25, соединенный электрическими связями 26 с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6 и с узлами силовой связи 12. Далее подробно опишем конструкцию трехкомпонентного ракетного двигателя 6 второй ступени 5.
Четыреххкомпонентный ракетный двигатель 6 (рис. 2 …6) содержит не менее одной камеры сгорания 7, закрепленной на раме 9 с возможностью качания и имеющей для этого приводы 10 и сильфон 11 (рис. 1). Для примера приведен двигатель с одной камерой сгорания 7 с соплом 27. Сопло 27 выполнено с регенеративным охлаждением, образованным зазором 28. Четырехкомпонентный ракетный двигатель 6 имеет один общий для всех камер сгорания 7 турбонасосный агрегат (ТНА) 8, содержащий в свою очередь, выхлопной коллектор 29, турбину 30, четырехкомпонентный газогенератор 31, насос первого окислителя 32. Кроме того, четырехкомпонентный ТНА 8 содержит насос второго окислителя 33, насос первого горючего 34, дополнительный насос первого горючего 35, насос второго горючего 36 и дополнительный насос второго горючего 37. Выход из турбины 30 через выхлопной коллектор 29 и газоводы 38 с сильфоном (сильфонами) 11 соединен (ны) с головкой (головками) 39 камеры (камер) сгорания 7.
Превомгидравлическая схема четырехкомпонентного ракетного двигателя приведена на рис. 2.
Выход из насоса первого окислителя 32 (рис. 2) трубопроводом окислителя 40, содержащим клапан окислителя 41 соединен с входом в четырехкомпонентный газогенератор 31. Выход из насоса второго окислителя 33 трубопроводом окислителя 42, содержащим клапан 43 также соединен со входом в четырехкомпонентный газогенератор 31. Выход из насоса первого горючего 34 трубопроводом 44, содержащим клапан 45 соединен с главным коллектором 46. Выход из насоса второго горючего 36 трубопроводом 47, содержащим клапан 48 трубопроводом 43 соединен с входом в главный коллектор 46.

Выход из насоса первого горючего трубопроводом 49 соединен со входом в дополнительный насос второго горючего 37. Выход из насоса второго горючего 36 трубопроводом 50 соединен со входом в дополнительный насос второго горючего 37. Выход из дополнительного насоса первого горючего 35 трубопроводом 51 содержащим регулятор расхода 52 и клапан 53 соединен с четырехкомпонентным газогенератором 31. К трубопроводу 51 перед клапаном 53 подсоединен дренажный трубопровод 54 с дренажным клапаном 55и датчики давления 56 и температуры 57.
Выход из дополнительного насоса второго горючего 37 трубопроводом 58, содержащим регулятор расхода 59 и клапан 60 соединен с четырехкомпонентным газогенератором 31. К трубопроводу 58 перед клапаном 60 подсоединен дренажный трубопровод 61 с дренажным клапаном 62 и датчики давления 63 и температуры 64.
Конструкция головки 39 камеры сгорания 7 приведена на фиг. 3. Головка 39 содержит выравнивающую решетку 65, среднюю плиту 66 и нижнюю плиту 67. Выше средней плиты 66 образована полость 68, между плитами 66 и 67 – полость 69, ниже нижней плиты 67 – полость 70 камеры сгорания 7. В головке 39 камеры сгорания 7 установлены форсунки окислителя 71, которые сообщают полости 68 и 70 и форсунки горючего 72, соединяющие полости 69 и 70. Камера сгорания 7 выполнена из двух стенок 73 и 74 с зазором 75 между ними.
Схема охлаждения камеры сгорания 1 двигателя приведена на рис. 4.
К основному коллектору 46, который установлен в районе критического сечения сопла камеры сгорания 7 или немного ниже него подведены трубопроводы 44 и 47. В верхней части камеры сгорания 7 выполнен верхний коллектор горючего 76, а в нижней части сопла 7 – нижний коллектор горючего 77, эти коллекторы соединены трубопроводами переброса горючего 78. (Применено от 2-х до 4-х трубопроводов переброса горючего). Для обеспечения качания камеры сгорания 7 при управлении вектором тяги двигателя 6 камера сгорания 7 может быть оборудована сильфоном 11, установленным над головкой 39 камеры сгорания 7.

Конструкция турбины и четырехкомпонентного газогенератора приведена на рис. 5. Турбина 30 содержит корпус 79, рабочее колесо 80 и сопловой аппарат 81, установленный под ним. Рабочее колесо 80 установлено на валу 82, вал 82 установлен на подшипниках 83, которые защищены уплотнениями 84. Внутри вала 82 выполнено осевое отверстие 85 и радиальные отверстия 86 для подвода смазывающей жидкости к подшипникам 82. Четырехкомпонентный газогенератор 31 содержит наружный корпус 87, внутренний корпус 89, в котором установлена цилиндрическая втулка 90, предназначенная для установки подшипников 83. Снизу выполнены торцовая стенка 91, на которой выполнены нижняя плита 92 и верхняя плита 93, первый коллектор 94 и второй коллектор 95. Между торцовой стенкой 91 и средней плитой 92 образована полость 96, а между средней плитой 92 и верхней плитой 93 образована полость 96. Четырехкомпонентный газогенератор 31 содержит четыре группы форсунок: форсунки первого горючего 97, форсунки второго горючего 98, форсунки первого окислителя 99 и форсунки второго окислителя 100. Форсунки первого горючего 97 соединяют полость 96 с внутренней полостью 101 четурехкомпонентного газогенератора 31, форсунки второго горючего 98 соединяют полость 97 с внутренней полостью 101, форсунки первого окислитедя 99 соединяют полость первого коллектора 94 с внутренней полостью 101, форсунки второго окислителя 100 соединяют полость второго коллектора 95 с внутренней полостью 101. Под четырехкомпонентным газогенератором 31, т. е между ним и насосом первого окислителя 32 выполнена теплоизоляционная перегородка 102. Смазочная полость 102 сообщается отверстием 103 с полостью 104 перед рабочим колесом 80 турбины 30 (рис. 5).

На рис. 6 представлена конструкция четырехкомпонентного турбонасосного агрегата 8, который содержит установленные на валу 85, кроме рабочего колеса 80, крыльчатку 105 первого насоса окислителя 32, крыльчатку 106 второго насоса окислителя 33, крыльчатку 107 первого насоса горючего 34 крыльчатку 108 дополнительного насоса первого горючего 35, крыльчатку 109 второго насоса горючего 36, крыльчатку 110 дополнительного насоса второго горючего 37. Уплотнения 84 установлены на валу 85 парно, при этом между ними образуются промежуточные полости 11, к которым подсоединены трубопроводы подвода воздуха 112, и трубопроводы сброса утечек 113.

ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАКЕТЫ
Количество ступеней от 2 до 5
Количество двигателей первой ступени на одном блоке от 1 до 30
Количество блоков от 2 до 8
Вес ракеты, т от 1000 до 10 000
Диаметр ракеты, м от 4 до 20
Длина ракеты, м от 50 до 200
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД
Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс 1000
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 1250
Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс 1450
Давление в камере сгорания, кгс/см2 500
Давление в газогенераторе, кгс/см2 600
Давление на выходе из насоса первого окислителя, кгс/см2 700
Давление на выходе из насоса второго окислителя, кгс/см2 700
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см2 750
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см2 770
Давление на выходе из дополнительного насоса первого горючего, кгс/см2 1200
Давление на выходе из дополнительного насоса второго горючего, кгс/см2 990
Мощность ТНА, МВт 350
Частота вращения ротора ТНА, об/мин 40 000
Компоненты ракетного топлива
Первый окислитель жидкий кислород
Второй окислитель жидкий фтор
Первое горючее керосин
Второе горючее жидкий водород
Масса двигателя, сухая, кг 2100
Двигать запускается в два этапа: сначала на первом горючем и первом окислителе, а потом – на втором горючем и втором окислителе. В качестве второго горючего предпочтительно использовать жидкий водород, а в качестве второго окислителя: жидкий фтор.
Перед запуском ЖРД на первом горючем с блока управления 25 подается команда на клапаны 18 и 20 (рис. 1), установленные перед насосом первого окислителя 32 (рис. 2) и перед насосом первого горючего 34 для их заполнения компонентами топлива. Потом открывают дренажный клапан 55 и газообразная фаза первого горючего по дренажному трубопроводу 54 сбрасывается в дренаж., одновременно происходит захолаживание насосов 34 и 35. Контроль захолаживания ведут по датчикам 55 и 56. Потом открывают клапаны 40, 45, 53 и регулятор 52. Первый окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы первого окислителя 32 и насос первого горючего 34, соответственно, а также дополнительного насоса первого горючего 25 и далее меньшая часть (10…15%) первого горючего подается в четырехкомпонентный газогенератор 31, где воспламеняется. Основная часть расхода первого горючего по трубопроводу 44 через клапан 45 поступает в главный коллектор 28 и далее в систему регенеративного охлаждения сопла 27 и в головку 39 камеры сгорания 7 и далее в саму камеру сгорания 7. Первый окислитель из насоса первого окислителя 35 через клапан 40 поступает в четырехкомпонентный газогенератор 31. Газогенераторный газ и первое горючее подается в камеру (ы) сгорания 7. Первое горючее охлаждает сопло 27 (сопла).
1. После выработки первого горючего ракетные двигатели 2 первых ракетных ступеней выключаются и с блока управления 25 подается сигнал на узлы силовой связи 12, например пироболты, которые разъединяют связи между блоками первой ступени 1 и блоком второй ракетной ступени 5, расположенным осесимметрично в центре ракеты-носителя. Блоки первых ракетных ступеней 1 отбрасываются. Для переключения двигателя 6 ракетного блока второй ступени 5 на второе горючее с блока управления 25 подают сигнал на закрытие клапана 20, размещенного во второй ракетной ступени 5, при этом подача первого горючего в двигатель (двигатели) 6 прекращается.. Открывают продувочный клапан 67 и инертным газом продувают остатки первого горючего в системе регенеративного охлаждения камеры сгорания 7. Потом открывают дренажный клапан 55 (рис. 2) и охлаждают насос второго горючего 36 и дополнительный насос второго горючего 37. Насос второго горючего 36 не приспособлен для перекачки газообразных или двухфазных сред, поэтому газообразное второе горючее сбрасывается в атмосферу по трубопроводу 61 через дренажный клапан 62 в атмосферу без утилизации. Потом закрывают дренажный клапан 62 и открывают клапаны 43 и 60, второй окислитель по трубопроводу 42 через клапан 43 поступает в четырехкомпонентный газогенератор 31, одновременно второе горючее поступает в четырехкомпонентный газогенератор 31 и в камеру сгорания 7 вместо первого, где также воспламеняется и двигатель начинает работать на втором более эффективном горючем и окислителе, т. е. он будет иметь более высокие технические характеристики и лучше удельные характеристики (удельную тягу, приведенную к единице расхода топлива), т. к. второе горючее более эффективное, чем первое. Использование второго горючего и второго окислителя с момента старта ракеты могло бы улучшить техническую характеристику ракеты носителя на старте, но из-за их высокой стоимости необоснованно увеличит затраты на запуск ракеты-носителя.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв клапаны 22, 24, 43, 48 и 60. После выключении двигателя 6 открывают продувочный клапан 67 и осуществляю продувку двигателя инертным газом, находящемся в баллоне 65. Управление вектором тяги осуществляют приводами 10, путем качания камер сгорания 7 в одной или двух плоскостях. Сильфон (ы) 11 и аналогичные сильфоны на магистралях первого и второго горючего (на фиг. 1…6 не показано) позволяют отклонять камеры сгорания 7 не разворачивая ТНА 8. Это уменьшит влияние гироскопических сил на подшипники ТНА 8 при маневрах ракеты-носителя, что повысит его надежность.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить тяговооруженность ракеты-носителя на конечном этапе вывода полезной нагрузки на орбиту.
2. Улучшить технические характеристики ракеты-носителя: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени.
3. Обеспечить управляемость ракеты-носителя за счет качания только камер сгорания, без качания ТНА и без применения рулевых двигателей или камер сгорания. Качание может осуществляться в одной плоскости для ракет-носителей с большим количеством однокамерных двигателей или с одним четырехкамерным двигателем, или в двух плоскостях для единственного однокамерного двигателя.
4. Увеличить полезную нагрузку.
5. Использовать ракету-носитель для межпланетных перелетов.
6. Улучшить удельные энергетические характеристике ЖРД (приведенные к единице тяги или к единице веса двигателя) при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович