RU2022104678A - Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом, кольцевым форсуночным блоком и воздушно-реактивной насадкой, интегрированный в ракетный блок - Google Patents

Claims (13)

1. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания и центральным телом, включающий в себя кольцевую камеру сгорания и центральное тело, пустое пространство которого используют для размещения агрегатов, отличающийся тем, что центральное клиновидное тело ракетного двигателя выполняют в виде хвостовой части топливной емкости и заполняют топливом, при этом клиновидное центральное тело и часть кольцевой камеры ракетного двигателя является частью бака первой ступени при этом узлы и агрегаты обеспечивающие работу ракетного двигателя, например насосные агрегаты клапаны, теплообменники и пр. покрывают тепло-гидрозащитной оболочкой и располагают также в емкости с компонентом топлива, причем для защиты стенок внешней части емкости находящейся в потоке раскаленных газов, используют огнеупорную теплозащиту, например абляционную, причем для упрощения конструкции системы смешения компонентов топлива форсуночный блок выполняют в виде плоского кольца сваренного (склеенного, отлитого, фрезерованного) набором из отдельных по меньшей мере двух, толстостенных трубок, при этом трубки чередуют в последовательности горючее-окислитель-горючее-окислитель, а струйные форсунки выполняют в виде отверстий или плоских коротких чередующихся щелей оси которых пересекаются под взаимным углом при этом топливо подают радиальными коллекторами.

2. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом и воздушно-реактивной насадкой, отличающийся тем, что для увеличения удельной тяги используют легко съемную кольцевую насадку в виде прямоточного воздушно-реактивного двигателя, которую размещают поверх кольцевой камеры сгорания ракетного двигателя с центральным телом и жестко к ней крепят с помощью фиксаторов через по меньшей мере две продольные перегородки образующие полости сегменты, причем пространство образованное между внешней частью кольцевой камеры сгорания ракетного двигателя и внутренней частью кольцевой насадки (сегментные полости) используют как камеру с дозвуковым горением прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при этом форму кольцевой насадки интегрируют таким образом, чтобы хвостовая ее часть являлась частью камеры гиперзвукового прямоточного реактивного двигателя внешнего сгорания (с дозвуковым и сверхзвуковым горением), при этом форсунки для впрыска топлива располагают поясами на внешней поверхности кольцевой насадки таким образом чтобы каждый пояс соответствовал определенному диапазону скорости сверхзвукового или гиперзвукового полета, при этом расстояние каждого пояса форсунок до зоны горения рассчитывают согласно скорости вступления в реакцию окисления с воздушным потоком, выбранного типа горючего, которое подают отдельно в каждый пояс, в зависимости от скорости полета, с помощью например заслонок, или же во все пояса сразу, кроме того возможно размещение воздушно-реактивной насадки на обтекателе полезного груза при этом насадку интегрируют в обтекатель ракеты носителя, а на заатмосферном участке полета насадку отделяют вместе с обтекателем.

3. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом и воздушно-реактивной насадкой по п. 2, отличающийся тем, что для охлаждения кольцевой насадки и несущих ее частей, в том числе и оболочек ракетного двигателя и его центрального тела, используют проточное охлаждение теплоносителем с минимальной атомарной массой, например жидким водородом, гелием или метаном и др., который проводят по каналам охлаждаемых оболочек или несущих конструкций и испускают наружу через сопла, при этом теплоноситель газифицируется и нагреваясь до температур порядка 300-1500 гр. С (в зависимости от тепловой прочности материала использованного для создания проточных каналов) при истечении создает дополнительную реактивную тягу, кроме того после истечения теплоносителя если это горючее то его смешивают с воздушным потоком и зажигают в задней части насадки, например лазером или теплом самого воздушного потока и производят еще дополнительную тягу путем взаимодействия расширяющихся газов от сгорания теплоносителя с клиновидными (конусными) оболочками внешней задней части самой насадки и оболочкой центрального тела (оболочкой конусного днища хвостовой части бака), кроме того для стабилизации сверхзвукового горения возможно также использование лазерного луча или СВЧ излучения.

4. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом и воздушно-реактивной насадкой, отличающийся тем, что хвостовую часть топливного бака и днище первой ступени, содержащий в себе отсеки для окислителя и горючего разделенных межбаковой оболочкой, выполняют в виде конуса интегрированного под клиновидное центральное тело кольцевого ракетного двигателя, при этом на цилиндрическую часть бака устанавливают кольцевую камеру сгорания выполненную в виде например сегментов и подвижное кольцо с конусным профилем, скользящее с помощью приводов по цилиндрической части топливного бака, при этом конусный профиль кольца используют для регулировки площади воздухозаборника набегающего потока прямоточного воздушно реактивного двигателя вплоть до его полного перекрытия.

5. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом и воздушно-реактивной насадкой, отличающийся тем, что для обеспечения теплозащиты центрального тела и частей камеры сгорания двигателя, выполненного из композиционного материала, являющегося частью оболочки топливной емкости, наносят пассивный огнеупорный слой или слой абляции, при этом между слоем абляции (огнеупора) и оболочкой емкости (центральным телом), располагают разделительный теплоизолирующий слой, выполненный например, из многослойной кремнеземной или стекло ткани чередующей со слоями металлизированной полиимидной (каптоновой) пленки, при этом возможна пропитка ткани разделительного теплозащитного слоя раствором жидкости или вязкой массы, которая, испаряется или плавится и выходит между слоями через структуру ткани или выпотевает через микроотверстия в абляционном слое, наружу уводя избытки тепла, обеспечивая тем самым работу композитной оболочки при комфортных температурах не более 25-50 гр. С, при этом возможно применение абляционной теплозащиты в виде меняемого слоя, т.е. в виде сменного вкладыша при многоразовом применении ракетного блока (ступени) с данным синергетическим ракетным двигателем и центральным телом.

6. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом и воздушно-реактивной насадкой по п. 5, отличающийся тем, что для охлаждения частей двигателя и центрального тела используют активное охлаждение двумя компонентами топлива и отдельным компонентом системы наддува емкостей, например, жидким азотом, который проводя по каналам охлаждения газифицируют, нагревают и используют для наддува баков или вращения турбины насосного агрегата.

7. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом и воздушно-реактивной насадкой по п. 6, отличающийся тем, что для охлаждения частей ракетного двигателя используют комбинированную как пассивную, так и активную теплозащиту, например, области критического сечения ракетного двигателя выполняют с активным охлаждением, а начало области камеры сгорания и закритическую область центрального тела с пассивным охлаждением.

8. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом, телом и воздушно-реактивной насадкой, отличающийся тем, что кольцевую камеру сгорания ракетного двигателя и прямоточного разбивают на секторы силовыми перегородками, жестко связывающими оболочку бака с оболочками камер сгорания, к которым жестко или шарнирно крепят оперение, например стабилизаторы, крылья, крылышки или кили, при этом управление осуществляют как аэродинамическими поверхностями так и тягой отдельных секторов камеры путем например дросселирования подачи топлива в каждый сектор.

9. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, центральным телом и воздушно-реактивной насадкой, отличающийся тем, что с целью дополнительных возможностей управления вектором тяги двигателя, в том числе и управления вокруг продольной его оси, на хвостовике в конечной части центрального тела размещают газовые рули, снабженные приводами из жаропрочного материала, для управления вектором струи истечения.

10. Ракетный двигатель с кольцевой камерой сгорания, содержащий кольцевую камеру сгорания, форсуночный блок и тарельчатое сопло, отличающийся тем, что кольцевую камеру сгорания ракетного двигателя с тарельчатым соплом снабжают по меньшей мере четырьмя перегородками, а образующие при этом четыре сектора I, II, III, IV используют для управления вектором тяги, обеспечивая управляемую раздельную подачу (дросселирование) компонентов топлива в каждый сектор, при этом данный ракетный двигатель интегрируют в ракетный блок второй ступени ракеты носителя таким образом, что днище емкости коллектор подачи топлива в форсуночный блок образуют единый силовой блок, который может быть отлит из металла, сформирован из композитного материала или напечатан на 3D принтере, кроме того во внутренней части кольцевой камеры сгорания размещают топливо-заборники и дополнительно охлаждают ее компонентом топлива, кроме того возможно крепление ракетного двигателя к днищу емкости через коллекторы форсуночного блока, при этом верхнюю часть коллекторов выполняют плоской седловидной формы повторяющее кривизну днища топливной емкости.

11. Форсуночный блок ракетного двигателя с кольцевой камерой сгорания, содержащий в себе струйные форсунки для смешения компонентов топлива, отличающийся тем, что для упрощения конструкции системы смешения компонентов топлива форсуночный блок выполняют в виде плоского кольца сваренного (клееного, отлитого, фрезерованного) набором из отдельных по меньшей мере двух, толстостенных трубок, при этом трубки чередуют в последовательности горючее-окислитель-горючее-окислитель, а струйные форсунки выполняют в виде отверстий или плоских коротких чередующихся щелей оси которых пересекаются под взаимным углом при этом топливо подают радиальными коллекторами отдельно для окислителя и горючего, которые располагают на форсуночном блоке, причем клапана (вентили) управления подачей топлива, а также блоки насосных агрегатов интегрируют прямо в коллекторы.

12. Ракетный блок первой ступени, содержащий в себе маршевые ракетные двигатели, управление вектором их тяги, корпус с топливными емкостями, гасители колебания топлива, систему наддува, топливозаправочную арматуру, трубопроводы подачи, вентили и клапаны, отличается тем что, выполнен в виде топливной емкости с коническими днищами передним и хвостовым, причем хвостовое днище профилируют под центральное тело, а переднее днище под внутренний профиль сопла ракетного двигателя второй ступени, кроме того емкость делят на два топливных отсека диафрагмой в виде центрального днища, причем в случае применения криогенных компонентов топлива при изготовлении оболочки емкости из не криогенно стойких материалов, например из композитных материалов, внутреннюю поверхность оболочек емкости соприкасающихся с криогенными компонентами топлива, покрывают теплоизолирующим слоем например, вспененными полимерами (пенопластами), такой толщины чтобы обеспечить максимальные прочностные характеристики композитных или металлических оболочек согласно их физико-механическим характеристикам, кроме того, ступень может быть оборудована системой аварийного спасения, которое располагают в пространстве, образованном обтекателем, закрывающим переднюю часть форсуночного блока, а в случае подачи топлива по вытеснительной схеме используют, например, жидкостные газогенераторы топливо, к которым подают с помощью отдельных насосов небольшой мощности, при этом объем наддува и его мощность (давление) регулируют оборотами этих насосов.

13. Ракетный блок по п. 12, отличающийся тем, что выполнен ракетным блоком второй и третьей, а также возможно последующих ступеней, такой конфигурации, что хвостовая часть блока образована срезом сопла ракетного двигателя, например тарельчатого ракетного двигателя с кольцевой камерой сгорания, в котором размещают переднее днище первой ступени, при этом хвостовую часть ракетного блока снабжают надувной пневматической универсальной системой, выполненной в виде надувного конуса, который используют как сопловой насадок для увеличения степени расширения сопла при работе ракетного двигателя второй ступени и как тормозной конус при входе в атмосферу при первичном торможении, причем для обеспечения нулевой скорости касания ступеней о поверхность земли или воды, в силовом кольце основания такого конуса размещают по меньшей мере 4 ракетных двигателей, например твердотопливных при этом внешнюю часть тормозного конуса используют как центральное тело для увеличения их удельной тяги.