Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и на двух видах горючего, например, на углеводородном горючем и жидком водороде. В качестве окислителя может использоваться жидкий водород или фтор.
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (рис. 1 и 3) содержит не менее одной камеры сгорания 1, закрепленной на раме 2. Для примера приведен двигатель с двумя камерами сгорания 1 с соплами 3. Сопла 3 выполнены с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Б». Регулируемый жидкостный ракетный двигатель имеет один общий для всех камер сгорания 1 турбонасосный агрегат (ТНА) 4, содержащий в свою очередь, газогенератор 5, турбину 6 и насос окислителя 7. Кроме того, ТНА содержит первый насос горючего 8, первый дополнительный насос горючего 9, второй насос горючего 10 и второй дополнительный насос горючего 11. Выход из турбины 6 через выхлопной коллектор турбины 12 и блок газоводов 13 соединен с головкой (головками) 14 камеры (камер) сгорания 1.
Конструкция головки 14 камеры сгорания 1 приведена на рис. 2. Головка 14 содержит верхнюю плиту 15, выполняющую функцию выравнивающей решетки, среднюю плиту 16 и нижнюю плиту 17. Между плитами 15 и 16 образована полость Б, между плитами 16 и 17 – полость «Б», ниже нижней плиты 17 – полость «Г» камеры сгорания 1. В головке камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 18, которые сообщают полости «В» и «Г», и форсунки горючего 19, соединяющие полости «В» и «Г». Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 20, содержащим клапан окислителя 21 соединен с входом в газогенератор 5. Выход из первого насоса горючего 8 трубопроводом 22 соединен с первым дополнительным насосом горючего 9. Выход из второго насоса горючего трубопроводом 23 соединен со входом во второй дополнительный насос горючего 11. Выход из первого насоса горючего трубопроводом 24, содержащим первый клапан горючего 25 соединен с основным коллектором (коллекторами) горючего 26, а выход из второго насоса горючего 10 трубопроводом 27, содержащим второй клапан горючего 28 соединен с основным коллектором (коллекторами) горючего 26. Выход из первого дополнительного насоса горючего 9 трубопроводом 29, содержащим клапан 30 соединен со входом в газогенератор 5. Выход из второго дополнительного насоса горючего 11 трубопроводом 31, содержащим клапан 32 соединен также со входом в газогенератор 5. Перед клапаном 32 подсоединен дренажный трубопровод 33 с дренажным клапаном 34, предназначенные для захолаживания второго насоса горючего и второго дополнительного насоса горючего перед запуском двигателя на втором горючем.
Двигатель может быть оборудован устройством синхронизации 35, который электрическими связями 36 с клапанами 30 и 32 и соединен с блоком управления 37 и всеми электрическими агрегатами и клапанами двигателя. ТНА 4 может быть оборудован бустерным насосом окислителя и бустерным насосом горючего (на рис. 1…3 не показано).
Схема охлаждения камеры сгорания 1 двигателя приведена на рис. 3. К основному коллектору горючего 26, который установлен в районе критического сечения сопла 3 подведены трубопроводы 24 и 26. В верхней части камеры сгорания выполнен верхний коллектор горючего 38, а в нижней части сопла 3 – нижний коллектор горючего 39, эти коллекторы соединены трубопроводами переброса 40. К трубопроводу 27 присоединен трубопровод перепуска 41 с клапаном перепуска 42. Для обеспечения качания камеры сгорания при управлении вектором тяги камера сгорания 1 может быть оборудована сильфоном 43, установленным над головкой 14 камеры сгорания.
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 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 первого дополнительного насоса горючего, кгс/см2 1200
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см2 990
Мощность ТНА, МВт 300
Частота вращения ротора ТНА, об/мин 30 000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель жидкий кислород
Первое горючее керосин
Второе горючее жидкий водород
Масса двигателя, сухая, кг 1950

РАБОТА ЖРД
Двигать (рис. 1…3) запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом – на втором горючем. В качестве второго горючего предпочтительно использовать жидкий водород.

При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 37 подается команда на клапаны 21 и 25 и 30, установленные перед насосами окислителя 7 и первого насоса горючего 8 для их открытия. В газогенератор 5 подается окислитель и первое горючее. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 7, насос первого горючего 8, а также первого дополнительного насоса горючего 9, потом окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5, где воспламеняются. Газогенераторный газ и первое горючее подается в камеры сгорания 1. Первое горючее охлаждает сопло 3 (сопла) проходя через зазор «Д», выходит в полость «Б». Газогенераторный газ и первое горючее через форсунки 18 и 19 поступает в полость «Г» камеры (камер) сгорания 1.

Для переключения двигателя на второе горючее подают сигнал на закрытие клапанов 25 и 30. Одновременно или заранее открывают дренажный клапан 34 и захолаживают насосы 10 и 11. Потом закрывают дренажный клапан горючего 34 и открывают клапаны 28, 32 и 42, второе горючее поступает в газогенератор 5 и в камеру сгорания 1 вместо первого, где также воспламеняется и двигатель продолжает работать в том же режиме, но он будет иметь более высокие удельные характеристики (удельную тягу), т. к. второе горючее более эффективное, чем первое. Часть второго горючего по трубопроводу перепуска 42 поступает непосредственно в полость «В» головки 14 камеры сгорания и не участвует в охлаждении сопла 3 и камеры сгорания 1. Это необходимо по двум причинам:
1. Хладоресурс второго горючего (обычно жидкого водорода очень большой и для охлаждения достаточно 10 %..20 % от общего расхода второго горючего.
2. Если весь расход второго горючего пропустить через рубашку охлаждения камеры сгорания, то это приведет к большим гидравлическим потерям давления и необходимости проектировать насос второго горючего на давление 1500 …2000 атм, что является чрезвычайно сложной технической задачей.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв клапаны 21, 28, 32 и 42.
Применение изобретения позволило:
Улучшить удельные энергетические характеристике ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.

Авторы статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Варламов С.Е.