Жидкостный ракетный двигатель

Февраль 11th, 2015

Опубликовано в рубрике Ракетные двигатели

ВВЕДЕНИЕ
В последние годы в нашей стране уделяется большое внимание перевооружению армии и созданию новейших более современных средств вооружения в первую очередь ракетного и ядерного оружия.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям — ЖРД, преимущественно первых ступеней ракет и направлено на улучшение управления ракетой, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета, точности попадания, неуязвимости и т. д.
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ И ЕЕ РЕШЕНИЕ
1) Задачи создания изобретения повышение точности стрельбы, улучшение живучести комплекса, его боеготовности, огневой мощи, автономности в управлении. В основу статьи положены материалы изобретения авторов Жидкостный ракетный двигатель, заявка № 2014109235 с решением о выдаче патента от 02 февраля 2015 г. [1]. Активаторы топлива апробированы на автотранспорте и газотурбинных двигателях. [2] … [7]. Разработка может быть реализована на основе самых современных жидкостных ракетных двигателей многократного включения. [8] … [41].
Все эти задачи решены активацией горючего и/или газогенераторного газа.
Жидкостный ракетный двигатель — ЖРД (рис. 1…17) содержит камеру 1 с соплом 2 и турбонасосный агрегат ТНА 3, закрепленный на камере 1 помощи двух тяг 4, имеющих шарниры 5.

Камера 1 содержит головку 6 и камеру сгорания 7, сопло 2 содержит сужающуюся часть 8 и расширяющуюся часть 9 с коллектором горючего 10.
Как сужающаяся 8 так и расширяющаяся 9 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки; внутреннюю стенку 11 и наружную стенку 12 с зазором 13 между ними для прохождения охлаждающего горючего.
Турбонасосный агрегат 3 содержит основную турбину 14, насос окислителя 15, насос горючего 16, дополнительный насос горючего 17, пусковую турбину 18, к которой присоединена выхлопная труба 19. Соосно с ТНА 3 установлен газогенератор 20, который газоводом 21 соединен с головой 6 камеры 1. ТНА 3 имеет установленный на валу 22 датчик частоты вращения 23. Внутри камеры сгорания 1 (рис. 1) выполнены наружная плита 24 и внутренняя плита 25 с зазором (полостью) между ними 26. Внутри головки 6 камеры 1 установлены форсунки окислителя 27 и форсунки горючего 28. Форсунки окислителя 27 сообщают полость 29 с внутренней полостью 30 камеры сгорания 7. Форсунки горючего 28 сообщают полость 26 с внутренней полостью 30.
К коллектору горючего 10 подключен трубопровод 31, на котором установлен клапан горючего 32, вход которого трубопроводом горючего 33 соединен с выходом насоса горючего 16. Выход из дополнительного насоса горючего 17 соединен топливопроводом высокого давления 34, содержащим регулятор расхода 35 с приводом 36 и клапан высокого давления 37 — с газогенератором 20, конкретно с его полостью 38 Выход из насоса окислителя 15 трубопроводом окислителя 39 через клапан окислителя 40 соединен с газогенератором 20.
Газогенератор 20 имеет внешнюю и внутреннюю плиты соответственно 41 и 42 с полостью 43 между ними и форсунки окислители и горючего, соответственно – 44 и 45. На головке 6 камеры сгорания 1 установлены электрические запальные устройства 46 ( рис. 1), а на газогенераторе 19 – запальные электрические устройства 47.
К валу 22 присоединен электрогенератор 48, к которому электрическими проводами 49 присоединен высоковольтный блок 50, который высоковольтными проводами 51 соединен с активатором 52 газогенераторного газа, установленным в газоводе 21.
На ЖРД установлен бортовой компьютер 53, к которому электрическими связями 54 присоединены клапан горючего 36, клапан окислителя 40, привод 36 регулятора расхода 35, клапан высокого давления 37, пусковой клапан 58 и продувочный клапан 53. Кроме того бортовой компьютер коммутирует электропитания свеч электрического зажигания 46 и 47 как камеры 1 так и ТНА 3, точнее газогенератора 20, установленного соосно с ТНА 3.
На газоводе 21 на оси камеры сгорания 1 установлен центральный шарнир подвески 55, который может быть выполнен либо цилиндрическим либо сферическим. Это обеспечит качание ЖРД или в одной или в двух плоскостях для управления вектором тяги.
Предложенная электрическая схема ЖРД и применение свеч электрического зажигания 46 и 47 вместо пиротехнических свеч и электрогенератора 48 достаточно большой мощности для обеспечения энергопитания обеспечит его многократное включение.
Также для обеспечения многоразового запуска в полете двигатель содержит бортовой баллон 56 со сжатым воздухом (газом), который трубопроводом 57, содержащим клапан 58 соединен с пусковой турбиной 18. Наземная система запуска содержит обратный клапан 59, разъемное устройство 60 и наземный баллон 61 со сжатым воздухом (газом).
К коллектору горючего 10 может быть подключен продувочный трубопровод 62 клапаном продувки 63. На расширяющееся части 9 сопла 2 выполнено силовое кольцо 64 для подстыковки к нему гидроприводов управления вектором тяги (гидроприводы управления вектором тяги на рис. 1..13 не показаны).
На рис. 2…7 приведены варианты исполнения активатора 52 кислородосодержащей смеси, которая образуется в газогенераторе 20 в результате сгорания компонентов топлива с избытком окислителя. В качестве окислителя могут быть использованы жидкий кислород, азотная кислота, окислы азота и др. вещества.

Активатор 52 содержит внутренний диэлектрический корпус 65 и внешний диэлектрический корпус 66, установленные концентрично внутри газовода 21. Внутри внешнего диэлектрического корпуса 66 установлены электроды 67 и 68. При этом электроды 67 и 68 могут быть установлены радиально (рис. 2 и 3) или параллельно (рис. 4 и 5).

Электроды 67 и 68 могут быть выполнены радиальными и консольными (рис. 6 и 7)

Электроды 67 и 68 могут быть выполнены параллельными и консольными (рис. 8 и 9).

Электроды 67 и 68 могут быть выполнены в виде параллельных пластин с острыми кромками 69 (рис. 10) или a виде ромбов (рис. 11) или в виде обтекаемых профилей (рис. 12).

Электроды 67 и 68 образуют секцию которая монтируется на приливах 70 на газоводе 21 при помощи крышки 71 из электроизоляционного материала. (рис. 13).
Острые кромки 69 способствую активации процесса электрического разряда и образованию ионов и/или озона.
На газоводе может быть установлен магнитный озонатор 72 в виде кольцевого постоянного магнита, или электромагнитный озонатор 73 в виде обмотки возбуждения подсоединенной проводами 49 к электрогенератору 48 (рис. 15).
На трубопроводе горючего 33 может быть установлен магнитный активатор 74 в виде кольцевого постоянного магнита (рис. 16) или электромагнитный активатор 75 в виде обмотки возбуждения (рис. 17).

Магнитный активатор 74 и электромагнитный активатор 75 для горючего по конструкции могут быть выполнены аналогично конструкции активаторов 52 газогенераторного газа и детально на рис. 1…17 не показаны.
РАБОТА ЖРД
Первый запуск ЖРД осуществляется следующим образом (рис. 1…17)..
Сжатый воздух (газ) из наземного баллона 61 через разъемное устройство 60 и обратный клапан 59 поступает в пусковую турбину 18 и раскручивает ее вал 22 ТНА 3. Датчик частоты вращения 23 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике. Потом открывают клапана горючего 36, клапан окислителя 40, клапан высокого давления 39. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 20. Потом с бортового компьютера 53 подают сигнал и электрический ток на электрозапальные устройства 46 и 47. Так как компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторе 20, где сгорают с избытком окислителя или горючего. В конкретном примере они сгорают с избытком окислителя. Горючее и газогенераторный газ поступает в камеру сгорания, точнее в ее внутреннюю полость 30, где воспламеняются. Горючее перед этим нагревается в зазоре 13, охлаждая внутреннюю стенку 11 сопла 2.
Второй и последующий запуск осуществляют подачей сжатого воздуха из бортового баллона 61 на пусковую турбину 18 и одновременной подачи напряжения на свечи зажигании 46 и 47 сначала с бортовой батареи, а потом с электрогенератора 48 (бортовая батарея на рис.1…17 не показана).
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляет регулятор расхода 35 при помощи привода 36, используя сигналы с бортового компьютера 53, передаваемые по электрическим связям 54.
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке.
Управление вектором тяги ЖРД осуществляется качанием камеры 1 вместе с ТНА 3 вокруг центрального шарнира подвески 55 при помощи гидроцилиндров воздействуя на силовое кольцо 64 (гидроцилиндры на рис. 1…17 не показаны).
Активатор 52 производит активацию газогенераторного газа, т. е. его ионизацию и озонирование, а активатор горючего 52.
Применение изобретения позволит:
Улучшить удельные характеристики двигателя в первую очередь, увеличить удельную тягу за счет активации окислителя, точнее газогенераторного газа, образующегося в газогенераторе.
Многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что не принято в мировой практике ракетостроения из-за большой мощности потребляемой запальными устройствами. Наличие достаточно мощного электрогенератора, установленного на валу ТНА позволит решить эту проблему.
Расширить другие функциональные возможности ракет, оборудованных таким ЖРД в том числе улучшить управляемость за счет использования центрального шарнира подвески.
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе космических и военных системах и может применяться для межпланетных полетов.
Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы продукции в 5…10 раз, при более низкой себестоимости изделия.
ЛИТЕРАТУРА
2) Болотин Н. Б., Дудышев В.Д., Жидкостный ракетный двигатель, заявка № 2014109235 с решением о выдаче патентаот 02 февраля 2015 г.
3) Дудышев В.Д. Как радикально снизить потери газа в магистральных газопроводах http://www.sciteclibrary.ru/rus/catalog/pages/14452.html
4) Дудышев В.Д Как сделать тепловой мотор любого автомобиля сильным и экономичным http://www.sciteclibrary.ru/rus/catalog/pages/14071.html
5) Серийные электрические активаторы топлива и озонаторы воздуха для тепловых моторов автотранспорта –Интернет — магазин КБ «»Нитрон» http://shop-dudishev.ru/
6) Дудышев В.Д., Болотин Н.Б. Повышение энергетической эффективности и экологической чистоты отходящих газов газоперекачивающей станции с газотурбинным двигателем http://www.sciteclibrary.ru/rus/catalog/pages/14543.html
7) Дудышев В. Д., Болотин Н. Б. Энергетическая установка с газотурбинным двигателем Заявка на изобретение №　2014101281 с положительным решением 　ФИПС от 20 января 2015 г.
8) Патент РФ на изобретение № 2477809 от 12.10.2011г., «Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
9) Патент РФ на изобретение № 2425247, от 12.11.2009г., «Турбонасосный агрегат трехкомпонентного ракетного двигателя», патентообладатель БолотинН.Б.
10) Патент РФ на изобретение № 2382228, от 04.12.2008г., «Регулируемый жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель БолотинН.Б.
11) Патент РФ на изобретение № 2476708 от 25.11.2011г., «Жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
12) Патент РФ на изобретение № 2476709 от 25.11.2011г., «Жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель БолотинН.Б.
13) Патент РФ на изобретение № 2476706 от 21.09.2011г., «Жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
14) Патент РФ на изобретение № 2383766 от 11.12.2008г., «Турбонасосный агрегат трехкомпонентного ракетного двигателя», патентообладатель Болотин Н.Б.
15) Патент РФ на изобретение № 2384724 от 11.12.2008г., «Система турбонасосной подачи трехкомпонентного топлива ракетного двигателя», патентообладатель Болотин Н.Б.
16) Патент РФ на изобретение № 2418986 от 15.11.2009г., «Турбонасосный агрегат», патентообладатель Болотин Н.Б.
17) Патент РФ на изобретение № 2443894 от 30.11.2010г., «Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы», патентообладатель Болотин Н.Б.
18) Патент РФ на изобретение № 2418987 от 16.11.2009г., «Турбонасосный агрегат», патентообладатель БолотинН.Б.
19) Патент РФ на изобретение № 2474719 от 29.12.2011г., «Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель БолотинН.Б.
20) Патент РФ на изобретение № 2418988 от 16.11.2009г., «Турбонасосный агрегат», патентообладатель Болотин И.Б.
21) Патент РФ на изобретение № 2441170 от 10.11.2010г., «Жидкостный ракетный двигатель с регулируемым соплом крена и блок сопел крена», патентообладатель Болотин И.Б.
22) Патент РФ на изобретение № 2418989 от 25.11.2009г., «Турбонасосный агрегат», патентообладатель Болотин Н.Б.
23) Патент РФ на изобретение № 2414627 от 16.11.2009г., «Турбонасосный агрегат», патентообладатель Болотин Н.Б.
24) Патент РФ на изобретение № 2413862 от 14.12.2009г., «Жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
25) Патент РФ на изобретение № 2413863 от 14.12.2009г., «Жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания», патентообладатель БолотинН.Б.
26) Патент РФ на изобретение № 2406860 от 23.11.2009г., «Турбонасосный агрегат ЖРД», патентообладатель Болотин Н.Б.
27) Патент РФ на изобретение № 2382223 от 18.12.2008г., «Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы», патентообладатель БолотинН.Б.
28) Патент РФ на изобретение № 2380564 от 01.12.2008г., «Регулируемый жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
29) Патент РФ на изобретение № 2409753 от 25.11.2009г., «Турбонасосный агрегат ЖРД», патентообладатель Болотин Н.Б.
30) Патент РФ на изобретение № 2409755 от 23.12.2009г., «Жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания ЖРД», патентообладатель Болотин Н.Б.
31) Патент РФ на изобретение № 2300657 от 28.02.2006г., «Жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
32) Патент РФ на изобретение № 2378527 от 28.11.2008г., «Регулируемый жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
33) Патент РФ на изобретение № 2299346 от 20.03.2006г., «Турбонасосный агрегат ракетного двигателя», патентообладатель Болотин И.Б.
34) Патент РФ на изобретение № 2302548 от 19.04.2006г., «Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя», патентообладатель Болотин Н.Б.
35) Патент РФ на изобретение № 2302547 от 02.03.2006г., «Жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин И.Б.
36) Патент РФ на изобретение № 2299345 от 28.02.2006г., «Жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска», патентообладатель Болотин Н.Б.
37) Патент РФ на изобретение № 2318129 от 13.09.2006г., «Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя», патентообладатель Болотин Н.Б.
38) Патент РФ на изобретение № 2372514 от 14.12.2008г., «Жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель БолотинН.Б.
39) Патент РФ на изобретение № 2379541 от 03.12.2008г., «Регулируемый жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
40) Патент РФ на изобретение № 2383770 от 28.11.2008г., «Жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин Н.Б.
41) Патент РФ на изобретение № 2383771 от 15.01.2009г., «Регулируемый жидкостный ракетный двигатель», патентообладатель Болотин И.Б.
Сайты:
nikobolotin13.narod.ru
n-bolotin2009.narod.ru
nikobolotin.ru