Ракетный двигатель (варианты) и ротор для него (варианты), способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе (варианты) и способ охлаждения ракетного двигателя

Ракетный двигатель (варианты) и ротор для него (варианты), способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе (варианты) и способ охлаждения ракетного двигателя

Реферат

 

Ракетный двигатель содержит первую и вторую ротационные форсунки для впрыска горючего и окислительного компонентов ракетного топлива в первую камеру сгорания. Поток, выходящий из первой камеры сгорания, приводит в движение турбину, вращающую ротационные форсунки. Топливная смесь в первой камере сгорания обогащается горючим так, чтобы снизить температуру в камере сгорания. Обогащенный горючим выходящий поток смешивается во второй камере сгорания с дополнительным окислителем, впрыскиваемым третьей ротационной форсункой, с созданием высокотемпературного выходящего потока, способного обеспечить тягу двигателя. Для перекрытия путей передачи относительно высокого давления в камерах сгорания в каналы подачи топлива под низким давлением ротационные форсунки выполнены с центробежными гидравлическими затворами. Часть богатого горючим выходящего потока из первой камеры сгорания направляют через кольцевые каналы, окружающие камеры сгорания, на эффузионное охлаждение поверхности второй камеры сгорания. Изобретения позволят упростить конструкцию и повысить надежность предложенных устройств. 7 н. и 53 з.п. ф-лы, 7 ил.

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится в целом к жидкостным ракетным двигателям и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, в которых агрегаты турбонасосной системы подачи жидкого ракетного топлива объединены в едином узле с основной камерой сгорания двигателя.

Уровень техники

В жидкостных ракетных двигателях, известных, например, из патентов США №№4879874, 4901525 и 5267437, как правило, используются турбоагрегаты, расположенные отдельно от основного сопла двигателя, для сжатия и/или испарения компонентов ракетного топлива перед их вводом в основное сопло двигателя. Более того, один или несколько компонентов ракетного топлива может быть использован для охлаждения основного сопла ракеты посредством соответствующих систем трубопроводов. Соответственно, такие устройства, как правило, дороги и сложны, а увеличение сложности ведет к снижению надежности.

В патентах США 3541793 и 3577735 представлен турборакетный двигатель, в котором жидкие компоненты ракетного топлива сжимаются соответствующими насосами, обеспечивающими давление жидкого горючего и жидкого окислителя. Один из компонентов ракетного топлива сначала выходит через стенки основной камеры сгорания для целей охлаждения и попадает в предкамеру (камеру предварительного сгорания). Часть другого компонента ракетного топлива выходит в предкамере, а остальную часть подают в рабочую камеру сгорания. Выходящий из предкамеры поток приводит в движение турбину, которая в свою очередь приводит в движение соответствующие насосы. Затем выходящий поток поступает в рабочую камеру сгорания. Напорные форсунки установлены неподвижно относительно соответствующих камер сгорания, что может приводить к изменениям температуры внутри предкамеры, которые могут вызвать механические напряжения в элементах конструкции турбины. К тому же, использование жидкого ракетного топлива для охлаждения основной камеры сгорания увеличивает стоимость, сложность и вес.

В патентах США 4769996 и 4870825 представлены ротационные системы впрыска жидкого топлива, содержащие центробежные гидравлические затворы. Однако эти системы включены в состав газотурбинного двигателя, в котором использован газообразный окислитель. Ни в одном из этих патентов не предложен турборакетный двигатель, в котором использован впрыск с вращением как горючего, так и окислителя.

В патенте США 5323602 представлена эффузионная система охлаждения газотурбинного двигателя, в которой в качестве охлаждающего носителя использован воздух. В этом патенте не предложены ни ракетный двигатель, ни использование газообразных продуктов сгорания из предкамеры для эффузионного охлаждения основной камеры сгорания.

Сущность изобретения

В представленном изобретении вышеупомянутые проблемы решены в турборакетном двигателе, в котором в едином узле объединены функции, обычно связанные с основными камерами сгорания, создающими тягу двигателя, и турбоагрегаты, обычно ассоциируемые с турбонасосами жидкостных ракетных двигателей. Тем самым существенно устраняется необходимость в трубопроводах топливоснабжения и охлаждения, обычно свойственных жидкостным ракетным двигателям. Это приводит к значительному снижению стоимости и веса двигательной установки, по сравнению с жидкостными ракетными двигателями, известными из предшествующего уровня техники.

Жидкое горючее и жидкий окислитель подаются из поддавливаемых баков при относительно низком давлении в различные участки внутри ротора, приводимого в движением турбиной с относительно низкой степенью падения давления, источником энергии для которой является выходящий поток продуктов горения в предкамере, работающей при отношении горючего к окислителю, соответствующем относительно богатой смеси, что позволяет держать температуру потока продуктов частичного сгорания на выходе на допустимом для турбины уровне. Расход жидкого горючего и жидкого окислителя регулируют, при относительно низком давлении подачи, отдельными дроссельными регулирующими элементами, обеспечивающими улучшенное регулирование, которое является менее дорогостоящим и более надежным. Для перекрытия путей передачи относительно высокого давления в предкамере и основной камере сгорания к выходам соответствующих дроссельных регулирующих элементов, где давление относительно низко, в роторе предусмотрены центробежные гидравлические затворы.

Посредством центробежного средства подачи ротор сообщает кинетическую энергию вращения жидкому горючему и жидкому окислителю и создает в них центробежные силы. Центробежное средство подачи содержит одно или несколько продольных ребер или лопаток на внутренней поверхности наружной стенки полой части вала, с одним или несколькими выпускными отверстиями, сообщающимися с одним или несколькими соответствующими пазами, расположенными между соседними ребрами или лопатками. Обычно перепад давления на этих выпускных отверстиях относительно мал, и выпускные отверстия не обязательно заполнены жидкостью в обычном режиме. Более того, хотя на каждый паз приходится в основном по одному выпускному отверстию из соображений обеспечения механического баланса, с отдельными пазами может сообщаться по несколько выпускных отверстий, либо на некоторые пазы может вообще не приходиться выпускных отверстий. Кроме того, хотя выпускные отверстия в основном имеют одинаковый размер и направление из соображений обеспечения механического баланса, различные выпускные отверстия могут иметь различные размеры и направление. Жидкость приводится во вращение ребрами или лопатками и под действием центробежной силы выходит через выпускные отверстия, что обеспечивает впрыскиваемым жидкостям существенную радиальную и окружную скорость, создавая тем самым полное перемешивание и хорошее распределение. Однако, центробежное средство подачи в соответствии с настоящим изобретением не содержит диффузора для преобразования кинетической энергии обратно в энергию давления, что имеет место во многих известных центробежных насосах. За счет вращения все жидкое горючее и часть жидкого окислителя вводят в предкамеру и затем смешивают, испаряют и частично сжигают в ней. Температуру потока на выходе из предкамеры регулируют соответствующим изменением отношения компонентов в топливной смеси. Подача топлива через ротационную форсунку обеспечивает более однородное распределение температуры в соответствующих тороидальных зонах горения в предкамере, что позволяет возможность турбине работать при температуре, более близкой к предельной, определяемой материалом турбины.

Как для жидкого горючего, так и для жидкого окислителя используют центробежную подачу. Соответственно, ротор содержит концентрические полые секции, при этом жидкий окислитель поступает через центральную полость главного вала и далее подается из него, а жидкое горючее подают из кольцевой камеры, расположенной концентрически по отношению к этой центральной полости. Элементы центробежных насосов, в том числе ребра/лопатки и выпускные отверстия, выполнены таких размеров и расположены таким образом, чтобы не нарушать механического баланса ротора. Однако ребра/лопатки и/или выпускные отверстия могут быть расположены неравномерно с учетом этого требования.

Часть потока на выходе предкамеры направляют через оболочку предкамеры, по внешней поверхности основной камеры сгорания и через отверстия эффузионного охлаждения в основную камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения основной камеры сгорания. Часть горючего либо в жидком, либо в газообразном виде также может направляться вдоль оболочки предкамеры на охлаждение предкамеры и затем сливаться с выходящим потоком, используемым для охлаждения оболочки основной камеры сгорания. Кроме того, часть газов, используемых для эффузионного охлаждения, может быть направлена в основную камеру сгорания, для формирования охлаждающего пограничного слоя в сверхзвуковом сопле.

Относительное количество жидкого окислителя, которое подают в предкамеру и в основную камеру сгорания, определяется конструкцией системы распределения жидкого окислителя, размещенной внутри основного ротора. Подаваемый жидкий окислитель разделяется на выходе насоса, при этом меньшая часть окислителя поступает к ротационной форсунке (инжекторному устройству), вводящей окислитель в предкамеру. Ротационная форсунка также включает в себя центробежный гидравлический затвор для изоляции давления в предкамере от давления в основной камере сгорания, предотвращая тем самым перетекание газообразных продуктов горения из предкамеры между ними через ротационную форсунку. Часть жидкого горючего также направляют в аналогичную ротационную форсунку, расположенную вблизи той же осевой плоскости, в результате чего достигается перемешивание и распыление двух указанных жидкостей при их выбросе из конструкции вала. Горение смеси протекает одновременно с этим перемешиванием и распылением. Для улучшения перемешивания и регулирования соотношения компонентов топлива в смеси с целью обеспечения должной температуры газов перед турбиной в предкамеру впрыскивают избыточное количество жидкого горючего. Таким образом, соотношение горючего и окислителя в предкамере можно регулировать в конкретных зонах, что обеспечивает улучшенные характеристики процесса горения.

Для инициализации горения в предкамере используется воспламенитель, такой как высокотемпературная факельная горелка, после чего процесс горения становится непрерывным и самоподдерживающимся. Теплота, выделяемая в процессе горения в предкамере, испаряет введенные в нее жидкое горючее и жидкий окислитель, в том числе все то жидкое горючее, которое используется для охлаждения оболочек предкамеры и/или основной камеры сгорания.

Основная часть потока на выходе предкамеры, отработав на турбине, сразу поступает в основную камеру сгорания. Этот выходящий поток и газы, использованные для охлаждения предкамеры и/или основной камеры сгорания, объединяют и сжигают вместе с остальным жидким окислителем, поступающим через центральную полость вала, связывающего элементы системы подачи с турбиной, и вводимым за счет вращательного впрыска непосредственно в основную камеру сгорания по мере того, как он выходит из вала через центробежное устройство подачи. При таком впрыске с высокой скоростью вращения происходит распыление жидкого окислителя, который быстро испаряется и дожигает богатую горячую газовую смесь, выходящую из турбины непосредственно в основную камеру сгорания. Конец полого вала, подверженный воздействию горячих газообразных продуктов горения основной камеры сгорания, может быть выполнен с возможностью его охлаждения или вентиляции за счет вывода из него газообразного окислителя. Дополнительно к этому решению или взамен него конец полого вала может быть отполирован или снабжен покрытием для обеспечения тепловой изоляции от горячих газообразных продуктов горения. Окончательное или общее отношение горючего к окислителю корректируют в соответствии с конкретной функциональной задачей, например достижение максимальной тяги с учетом ограничений по относительному размеру соответствующих баков с ракетным топливом.

Настоящее изобретение может также включать в себя радиальный либо осевой насос, установленный на наружной стороне вала перед предкамерой для подачи и впрыска жидкого горючего в турборакетный двигатель. Кроме того, насос подачи жидкого окислителя может быть расположен ниже по потоку от того места, где поток жидкого окислителя разделяется между предкамерой и основной камерой сгорания.

Таким образом, одна из задач настоящего изобретения заключается в создании турборакетного двигателя низкой стоимости.

Другой задачей настоящего изобретения является создание турборакетного двигателя с повышенной надежностью.

В соответствии с этими задачами одна особенность настоящего изобретения заключается в том, что как горючее, так и окислитель впрыскивают в соответствующие камеры сгорания в жидком виде.

Другая особенность настоящего изобретения заключается в том, что как горючее, так и окислитель впрыскивают в соответствующие камеры сгорания в виде криогенных жидкостей.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается во введении предкамеры и основной камеры сгорания с расположенной между ними турбиной, причем турбина приводит в движение средство подачи, которое качает все жидкое горючее и часть жидкого окислителя в предкамеру, причем отношение горючего к окислителю регулируют таким образом, чтобы температура выходящего из предкамеры потока была допустима для турбины, причем остальную часть жидкого окислителя соединяют с потоком на выходе предкамеры/турбины для достижения наилучшего общего горения.

Следующая особенность изобретения заключается в применении центробежных насосов для подачи и впрыска жидкого горючего и жидкого окислителя с отводом паров из центральной части полости вала.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается в том, что жидкое горючее и жидкий окислитель впрыскивают в соответствующие камеры сгорания за счет вращательного впрыска.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается в применении центробежных гидравлических затворов, перекрывающих пути передачи давления в камерах сгорания в каналы подачи компонентов ракетного топлива.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается в регулировании расхода жидкого горючего и жидкого окислителя при относительно низких давлениях подкачки, например создаваемых в поддавливаемых топливных баках.

И еще одна особенность настоящего изобретения заключается в эффузионном охлаждении основной камеры сгорания выходящим из предкамеры потоком.

Описанные особенности настоящего изобретения обеспечивают ряд соответствующих преимуществ. Одно из преимуществ настоящего изобретения по сравнению с предшествующим уровнем техники заключается в том, что можно значительно сократить количество трубопроводов и механизмов, присущих известным жидкостным ракетным двигателям, что снижает стоимость и увеличивает надежность.

Для решения поставленных задач предлагается ракетный двигатель, содержащий первый входной канал, выполненный с возможностью приема первого компонента ракетного топлива из источника первого компонента ракетного топлива, второй входной канал, выполненный с возможностью приема второго компонента ракетного топлива из источника второго компонента ракетного топлива, первую и вторую камеры сгорания, а также первую, вторую и третью ротационные форсунки, причем первая ротационная форсунка установлена внутри первой камеры сгорания с возможностью вращения вокруг первой оси вращения и содержит по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, сообщающийся с первой камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием первой ротационной форсунки, которое сообщается с первым входным каналом ракетного двигателя, вторая ротационная форсунка установлена внутри первой камеры сгорания с возможностью вращения вокруг второй оси вращения и содержит по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, сообщающийся с первой камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием второй ротационной форсунки, которое сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя, а третья ротационная форсунка установлена внутри второй камеры сгорания с возможностью вращения вокруг третьей оси вращения и содержит по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся со второй камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием третьей ротационной форсунки, которое сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя.

В предпочтительных вариантах выполнения изобретения ракетный двигатель содержит первое дроссельное сужение, сообщающееся на входе с первым входным каналом ракетного двигателя и на выходе - с впускным отверстием первой ротационной форсунки, и/или второе дроссельное сужение, сообщающееся на входе со вторым входным каналом ракетного двигателя и на выходе - с впускным отверстием второй ротационной форсунки. Указанное по меньшей мере одно впускное отверстие первой ротационной форсунки сообщается с первым входным каналом ракетного двигателя через первый канал движения жидкости, по меньшей мере одно впускное отверстие второй ротационной форсунки сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя через второй канал движения жидкости, причем первый и второй каналы движения жидкости расположены концентрично относительно друг друга.

Ракетный двигатель может дополнительно содержать первый активатор, расположенный в первом канале движения жидкости с возможностью вращения вокруг первой оси вращения, и/или второй активатор, расположенный во втором канале движения жидкости с возможностью вращения вокруг второй оси вращения.

По меньшей мере одна из первой ротационной форсунки и второй ротационной форсунки выполнена с возможностью перекрытия пути передачи давления из первой камеры сгорания к по меньшей мере одному впускному отверстию по меньшей мере одной из первой ротационной форсунки и второй ротационной форсунки. Третья ротационная форсунка выполнена с возможностью перекрытия пути передачи давления из второй камеры сгорания к по меньшей мере одному впускному отверстию третьей ротационной форсунки.

Ракетный двигатель может содержать турбину, связанную по меньшей мере с одним из следующих элементов: первой и второй ротационных форсунок и первого и второго активаторов, и расположенную с возможностью подачи на ее вход по меньшей мере части потока на выходе первой камеры сгорания при сжигании в первой камере сгорания первого и второго компонентов ракетного топлива.

По меньшей мере две из указанных третьей оси вращения, второй оси вращения и первой оси вращения совпадают друг с другом.

Ракетный двигатель может также содержать электрическое устройство, выбранное из группы, состоящей из электрического стартера, электрического генератора и генератора переменного тока, и связанное по меньшей мере с одной частью вала, которая связана по меньшей мере с одной из первой, второй и третьей ротационных форсунок.

В изобретении также предлагается способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе, в котором в ракетный двигатель подают первый и второй компоненты ракетного топлива, в первую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть первого компонента ракетного топлива через по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал и по меньшей мере часть второго компонента ракетного топлива через по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, в первой камере сгорания осуществляют по меньшей мере частичное сжигание введенных в нее первого и второго компонентов ракетного топлива с получением потока на выходе первой камеры сгорания, выводят поток из первой камеры сгорания, и остальную часть второго компонента ракетного топлива вводят во вторую камеру сгорания через по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал.

В другом варианте способа осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе в ракетный двигатель подают первый и второй компоненты ракетного топлива, в первую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть первого компонента ракетного топлива через по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал и по меньшей мере часть второго компонента ракетного топлива через по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, в первой камере сгорания осуществляют по меньшей мере частичное сжигание введенных в нее первого и второго компонентов ракетного топлива с получением потока на выходе первой камеры сгорания, выводят поток из первой камеры сгорания, по меньшей мере часть потока из первой камеры сгорания вводят во вторую камеру сгорания, а остальную часть потока из первой камеры сгорания направляют во вторую камеру сгорания через по меньшей мере одно отверстие в стенке второй камеры сгорания.

В предпочтительных вариантах осуществления способа первый и второй компоненты ракетного топлива подают через концентрические каналы, при этом во внутренней области по меньшей мере одного из концентрических каналов собирают паровую фазу по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива. Поток по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива закручивают посредством по меньшей мере одного активатора, расположенного внутри по меньшей мере одного из концентрических каналов, с обеспечением вращения потока по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива вместе с по меньшей мере одной из первой и второй ротационных форсунок. Причем перекрывают путь передачи давления в первой камере сгорания к первому компоненту ракетного топлива и/или указанной части второго компонента ракетного топлива, и перекрывают путь передачи давления во второй камере сгорания к указанной части второго компонента ракетного топлива. В частных вариантах реализации изобретения первый и второй компоненты ракетного топлива сжигают в первой камере частично, а во вторую камеру сгорания вводят только часть потока из первой камеры сгорания.

По меньшей мере часть потока на выходе первой камеры сгорания выводят через турбину, причем посредством турбины приводят во вращение по меньшей мере один из указанных по меньшей мере одного первого ротационного сопла, по меньшей мере одного второго ротационного соплового канала и по меньшей мере одного третьего ротационного соплового канала.

В изобретении также предлагается ротор для ракетного двигателя, содержащий первую полую часть вала, имеющую ось вращения и выполненную с возможностью поступления в нее первого компонента жидкого ракетного топлива через ее первый торец, по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с ее внутренней полостью, кольцевой канал, окружающий по меньшей мере часть первой полой части вала и выполненный с возможностью поступления в него второго компонента жидкого ракетного топлива через его первый торец, по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с кольцевым каналом, вторую полую часть вала, своим первым торцом связанную со вторым торцом первой полой части вала и своей внутренней полостью сообщающуюся с внутренней полостью первой полой части вала, и по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся с внутренней полостью второй полой части вала.

В предпочтительных вариантах выполнения изобретения ротор содержит по меньшей мере один второй центробежный гидравлический затвор, содержащий второй канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через второй канал по его длине, причем второй канал на входе сообщается с кольцевым каналом, на выходе - с по меньшей мере одним вторым ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении второго центробежного гидравлического затвора вокруг оси вращения центробежное ускорение в любой точке второго канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода второго канала.

В другом варианте осуществления изобретения предлагается ротор для ракетного двигателя, содержащий первую полую часть вала, имеющую ось вращения и выполненную с возможностью поступления в нее первого компонента жидкого ракетного топлива через ее первый торец, по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с ее внутренней полостью, вторую полую часть вала, своим первым торцом связанную со вторым торцом первой полой части вала и своей внутренней полостью сообщающуюся с внутренней полостью первой полой части вала, и по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся с внутренней полостью второй полой части вала.

В предпочтительных вариантах выполнения изобретения ротор содержит по меньшей мере один первый центробежный гидравлический затвор и/или по меньшей мере один третий центробежный гидравлический затвор, первый центробежный гидравлический затвор содержит первый канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через первый канал по его длине, причем первый канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, на выходе - по меньшей мере с одним из следующих элементов: указанным по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом, внутренней полостью второй полой части вала и указанным по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом, и выполнен таким образом, что при вращении первого центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке первого канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода первого канала, третий центробежный гидравлический затвор содержит третий канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через третий канал по его длине, причем третий канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, а на выходе - с по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом и выполнен таким образом, что при вращении третьего центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке третьего канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода третьего канала.

Ротор может также содержать первый активатор, сообщающийся с внутренней полостью первой полой части вала, и/или второй активатор, расположенный по меньшей мере в части кольцевого канала, причем первый и второй активаторы расположены концентрично относительно оси вращения.

Внутренняя полость второй полой части вала может содержать по меньшей мере один первый паз, сообщающийся с по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом и/или по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом. Кроме того, внутренняя полость второй полой части вала может содержать по меньшей мере один второй паз, сообщающийся с по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом в непосредственной близости ко второму торцу второй полой части вала. При этом по меньшей мере один первый паз и по меньшей мере один второй паз выполнены с возможностью распределения потока первого компонента ракетного топлива между по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом и по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом.

В других предпочтительных вариантах выполнения изобретения ротор содержит по меньшей мере одну турбинную лопатку, связанную по меньшей мере с одной из первой полой части вала и второй полой части вала.

Согласно еще одному варианту осуществления изобретения предлагается ракетный двигатель, содержащий первую камеру сгорания и вторую камеру сгорания, сообщающуюся с выходом первой камеры сгорания, причем первая камера сгорания имеет оболочку, по меньшей мере частично окруженную первым кольцевым каналом, а вторая камера сгорания имеет оболочку, по меньшей мере частично окруженную вторым кольцевым каналом, в оболочке первой камеры сгорания выполнено по меньшей мере одно первое отверстие, в оболочке второй камеры сгорания выполнено по меньшей мере одно второе отверстие, а первый и второй кольцевые каналы расположены сообщающимися с возможностью направления первой части потока, образующегося в первой камере сгорания при работе двигателя, через по меньшей мере одно первое отверстие, первый и второй кольцевые каналы и по меньшей мере одно второе отверстие во вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения оболочки второй камеры сгорания.

В предпочтительных вариантах выполнения этого варианта изобретения между первой и второй камерами сгорания расположен участок сужения проходного сечения на пути второй части потока из первой камеры сгорания во вторую камеру сгорания, выполненный с обеспечением достижения в первой камере сгорания в зоне по меньшей мере одного первого отверстия давления, превышающего давление во второй камере сгорания в зоне по меньшей мере одного второго отверстия. Причем участок сужения проходного сечения может содержать турбину. Кроме того, ракетный двигатель может содержать источник первого компонента ракетного топлива, расположенный сообщающимся с первой камерой сгорания и первым кольцевым каналом, и источник второго компонента ракетного топлива, расположенный сообщающимся с первой камерой сгорания с возможностью направления первой части второго компонента ракетного топлива в первую камеру сгорания, а остальной второй части второго компонента ракетного топлива - во вторую камеру сгорания, с обеспечением горения в первой камере сгорания при меньшей температуре, чем во второй камере сгорания. Причем источник второго компонента ракетного топлива связан со второй камерой сгорания с возможностью ввода второй части второго компонента ракетного топлива в среднюю часть второй камеры сгорания, с обеспечением отделения области горения первой части второй части потока из первой камеры сгорания от оболочки второй камеры сгорания посредством потока, выбранного из группы, состоящей из второй части указанной второй части потока от первой камеры сгорания и указанной первой части потока от первой камеры сгорания.

В изобретении также предлагается способ охлаждения ракетного двигателя, в котором в первой камере сгорания, имеющей оболочку с выполненным в ней по меньшей мере одним первым отверстием, сообщающимся с первой областью снаружи оболочки первой камеры сгорания, осуществляют частичное сжигание нескольких компонентов ракетного топлива с образованием в первой камере сгорания потока, первую часть указанного потока направляют из первой камеры сгорания во вторую камеру сгорания, имеющую оболочку с выполненным в ней по меньшей мере одним вторым отверстием, сообщающимся со второй областью снаружи оболочки второй камеры сгорания, сообщающейся с первой областью снаружи указанной оболочки первой камеры сгорания, а вторую часть потока из первой камеры сгорания направляют через указанное по меньшей мере одно первое отверстие в первую область с обтеканием наружной поверхности по меньшей мере части оболочки первой камеры сгорания, далее во вторую область с обтеканием наружной поверхности по меньшей мере части оболочки второй камеры сгорания, и через указанное по меньшей мере одно второе отверстие во вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения оболочки второй камеры сгорания.

В предпочтительных вариантах осуществления данного способа первую часть потока из первой камеры сгорания направляют во вторую камеру сгорания через участок сужения проходного сечения потока с достижением в первой камере сгорания в зоне указанного по меньшей мере одного первого отверстия давления, превышающего давление во второй камере сгорания в зоне второго отверстия.

Указанные компоненты ракетного топлива включают горючее и окислитель, причем во вторую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть окислителя и посредством ввода во вторую камеру сгорания указанной части окислителя изменяют режим течения и/или структуру смеси первой части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.

Посредством ввода во вторую камеру сгорания второй части потока из первой камеры сгорания через по меньшей мере одно второе отверстие изменяют режим течения и/или структуру смеси первой части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.

Описанные выше и другие задачи, признаки и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего подробного описания предпочтительного варианта выполнения изобретения со ссылкой на сопровождающие чертежи и раскрыты в прилагаемой формуле изобретения.

Хотя в настоящем описании будет представлено применение настоящего изобретения для жидкостного турборакетного двигателя, работающего на жидком водороде и жидком кислороде, для специалиста в данной области ясно, что настоящее изобретение применимо к любой топливной паре, содержащей жидкое горючее и жидкий окислитель.

Перечень фигур чертежей и иных материалов

На фиг. 1 в изометрии представлен разрез ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 2а представлено первое поперечное сечение ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 2b представлено второе поперечное сечение ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 3 представлено первое поперечное сечение ротора в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 4 представлено поперечное сечение третьей полой части вала в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 5 представлено поперечное сечение участка с кольцевой перегородкой в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 6 представлено второе поперечное сечение ротора в соответствии с настоящим изобретением.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

На фиг. 1, 2а и 2b представлен ракетный двигатель 10 с первым торцом 12 и вторым торцом 14, создающий тягу, направленную от второго торца 14 вдоль оси 16. Первый 18' и второй 20' компоненты ракетного топлива, представляющие собой, например, жидкий кислород 18 и жидкий водород 20 соответственно, подают от соответствующих источников 22’, 24’, представляющих собой, например, соответственно первый и второй поддавливаемые баки 22, 24, через соответственно первый 26’ и второй 28' входные каналы, выполненные, например, в виде соответствующих спиральных камер 26, 28, и в единый ротор 30, который содержит средство 32 подачи жидкого кислорода 18 и жидкого водорода 20 в первую 34’ и вторую 36’ камеры сгорания, выполненные, например, в виде предкамеры 34 и основной камеры сгорания 36. По крайней мере часть потока 38, движущегося по выходному каналу 39 предкамеры 34, приводит в движение турбину 40, вращающую ротор 30. Весь водород или его большую часть подают в предкамеру 34, вместе с тем в предкамеру 34 поступает только такое количество кислорода, которое достаточно для поднятия температуры выходящего потока до уровня, который легко выдерживает турбина 40. Обогащенный водородом выходящий поток 38, сработанный на турбине 40, вместе с водородом, направленным в обход турбины 40, подают в основную камеру сгорания 36, куда вводят оставшийся кислород,