RU2381152C1

RU2381152C1 - Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines

Info

Publication number: RU2381152C1
Application number: RU2008147968/11A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2008-12-04
Filing date: 2008-12-04
Publication date: 2010-02-10

Abstract

FIELD: aerospace engineering, engines and pumps.

SUBSTANCE: multi-stage carrier rocket comprises at least two rocket stages with nuclear rocket engines and nuclear reactor coupled with said engines via circulation pipelines. Nuclear reactor is arranged on upper rocket stage and comprises combustion chamber with regenerative cooling system and turbopump unit. The latter comprises oxidiser and fuel pumps, main and starting turbines and gas generator. Fuel pump outlet communicates with regenerative cooling system inlet and gas generator inlet. Oxidiser pump outlet communicates with gas generator second inlet, while gas generator outlet communicates with heat exchanger arrange inside combustion chamber cylindrical section. Circulation pipelines communicate heat exchanger with nuclear reactor.

EFFECT: improved operating performances in various flight conditions.

2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение (группа изобретений) относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на водороде, и использование как дополнительного источника энергии ядерного реактора.The invention (group of inventions) relates to rocket technology, specifically to liquid-propellant rocket engines running on hydrogen, and use as an additional energy source of a nuclear reactor.

В качестве маршевых двигателей для мощных ракет-носителей часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными.Liquid propellant rocket engines are often used as marching engines for high-powered launch vehicles; they are easier to regulate compared to solid-fuel ones.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use as part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of space vehicles, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The exit from the condenser through the coolant is connected to the inlet to the pump of one of the components. The output from the pump of the same component is communicated with the condenser inlet through the refrigerant line. The second input of the condenser is in communication with the output of the turbine. The output of the pump of the other component is communicated with the entrance to the combustion chamber.

Недостатком двигателя по патенту РФ № 2095607 является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of the engine according to the patent of the Russian Federation No. 2095607 is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.There is a known method of operation of a liquid-propellant rocket engine and a liquid propellant rocket engine according to the RF patent for invention No. 2187684. A method of operating a liquid propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, followed by discharge into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture. A liquid propellant rocket engine comprises a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component supply pumps, and a turbine. The engine comprises a booster turbopump pump and a mixer installed in series in front of the feed pump of one of the fuel components of the main turbopump assembly. The pump outlet of the main turbopump assembly is connected both to the nozzle head of the combustion chamber and to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The regenerative cooling circuit, in turn, is connected with the turbines of the main and booster turbopump units, the outputs of which are connected to the mixer.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение № 2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This LPRE includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a turbo pump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator. Another input of the regulator is connected to the starting tank with standard fuel. The output from the regulator is connected to a gas generator. The outlet of the gas generator is connected to the inlet of the turbine pump unit, the outlet of which is connected to the mixing head. The flow regulator is equipped with a hydraulic actuator of the preliminary stage, which is connected through the cavitating nozzle and hydraulic relay to the starting tank with standard fuel. The hydraulic relay is connected to the second stage of the fuel pump. The throttle installed at the output of the first stage of the fuel pump is made in conjunction with a controlled valve of the preliminary stage.

Основной элемент выходного устройства реактивного двигателя и двигателя с комбинированной тягой - это реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газа, выходящего из турбины или форсажной камеры газотурбинного двигателя или из камеры сгорания (или другого устройства для подогрева рабочего тела) ракетного двигателя, сопровождаемое увеличением его скорости и кинетической энергии. Расширение газа в реактивном сопле происходит до давления окружающей среды на расчетном режиме сопла и до давления, отличного от давления окружающей среды, на нерасчетных режимах сопла. Скорость истечения газа из реактивного сопла воздушно-реактивного двигателя на расчетном режиме сопла определяет при данной скорости полета величину удельной тяги двигателя. Скорость истечения газа из реактивного сопла ракетного двигателя на расчетном режиме сопла определяет величину удельной тяги двигателя независимо от скорости полета. Скорость истечения газа из реактивного сопла современных реактивных двигателей в земных статических условиях доходит до 1000 м/с и более у воздушно-реактивных двигателей и до 3000 м/с и более у ракетных двигателей. Различают регулируемое и нерегулируемое реактивное сопло. Регулируемое сопло снабжается устройством для изменения его сечения при работе двигателя. В дозвуковом сужающемся сопле регулирование состоит, как правило, в изменении площади выходного сечения сопла. В сверхзвуковом сопле регулированию подвергаются как площадь критического сечения, так и площадь выходного сечения сопла. Регулируемое сопло применяется в турбореактивных двигателях с форсажной камерой, а также в некоторых других газотурбинных, воздушно-реактивных и ракетных двигателях. Сопло ракетного двигателя называется также соплом камеры двигателя, или просто соплом, и его регулирование практически не применяется из-за очень высокой температуры истечения продуктов сгорания.The main element of the output device of a jet engine and a combined thrust engine is a jet nozzle. In the jet nozzle, gas expands from the turbine or afterburner of the gas turbine engine or from the combustion chamber (or other device for heating the working fluid) of the rocket engine, accompanied by an increase in its speed and kinetic energy. The gas expansion in the jet nozzle occurs to the ambient pressure at the design mode of the nozzle and to a pressure different from the ambient pressure at off-design nozzle modes. The rate of gas outflow from the jet nozzle of the jet engine in the nozzle design mode determines at a given flight speed the specific thrust of the engine. The rate of gas outflow from the jet nozzle of a rocket engine in the nozzle design mode determines the specific thrust of the engine, regardless of flight speed. The speed of gas outflow from the jet nozzle of modern jet engines under terrestrial static conditions reaches 1000 m / s and more for air-jet engines and up to 3000 m / s and more for rocket engines. Distinguish between adjustable and unregulated jet nozzle. The adjustable nozzle is equipped with a device for changing its cross section during engine operation. In a subsonic tapering nozzle, the regulation consists, as a rule, in changing the area of the exit section of the nozzle. In a supersonic nozzle, both the critical section area and the nozzle exit section area are subject to regulation. The adjustable nozzle is used in turbojet engines with an afterburner, as well as in some other gas turbine, jet and rocket engines. The nozzle of a rocket engine is also called the nozzle of the engine chamber, or simply a nozzle, and its regulation is practically not applied due to the very high temperature of the exhaust gases.

Задача создания изобретения: улучшение технических характеристик ракеты, уменьшение ее веса и увеличение дальности полета.The task of creating the invention: improving the technical characteristics of the rocket, reducing its weight and increasing flight range.

Решение указанных задач достигнуто в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей не менее двух ракетных ступеней с атомными ракетными двигателями и ядерный реактор, соединенный трубопроводами рециркуляции с ними, отличающейся тем, что ядерный реактор установлен в самой верхней ракетной ступени.The solution of these problems was achieved in a multi-stage launch vehicle containing at least two missile stages with atomic rocket engines and a nuclear reactor connected by recirculation pipelines with them, characterized in that the nuclear reactor is installed in the uppermost rocket stage.

Решение указанных задач достигнуто в атомном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, и турбонасосный агрегат, в свою очередь, содержащий насосы окислителя и горючего и основную и пусковую турбины, газогенератор, установленный соосно с турбонасосным агрегатом, отличающемся тем, что выход из насоса горючего соединен с входом в систему регенеративного охлаждения и с входом в газогенератор, выход из насоса окислителя соединен со вторым входом в газогенератор, выход из газогенератора соединен с цилиндрической частью камеры сгорания, внутри которой установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции теплоносителя с ядерным реактором.The solution of these problems was achieved in an atomic rocket engine containing a combustion chamber with a regenerative cooling system, and a turbopump unit, in turn, containing oxidizer and fuel pumps and a main and starting turbine, a gas generator installed coaxially with the turbopump unit, characterized in that the exit from the fuel pump is connected to the inlet of the regenerative cooling system and to the inlet of the gasifier, the outlet of the oxidizer pump is connected to the second inlet of the gasifier, the outlet of the gasifier is connected to the cylindrical part of the combustion chamber, inside of which a heat exchanger is installed, connected by coolant recirculation pipelines to a nuclear reactor.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…2, гдеThe invention is illustrated in figure 1 ... 2, where

на фиг.1 приведена схема многоступенчатой ракеты-носителя с атомными ракетными двигателями и ядерным реактором на одной из ракетных ступеней,figure 1 shows a diagram of a multi-stage launch vehicle with atomic rocket engines and a nuclear reactor at one of the rocket stages,

на фиг.2 приведена схема атомного ракетного двигателя.figure 2 shows a diagram of an atomic rocket engine.

Многоступенчатая ракета-носитель (фиг.1 и 2) может содержать не менее двух ракетных ступеней. В дальнейшем описание выполнено на примере двухступенчатой ракеты-носителя. Многоступенчатая ракета-носитель содержит две ракетные ступени 1 и 2, соединенные соединительной фермой 3, и головную часть ракеты 4. Внутри корпусов первой и второй ракетных ступеней 1 и 2 размещены баки окислителя 5 и баки горючего 6. На первой ракетной ступени 1 установлен атомный ракетный двигатель 7, на второй ракетной ступени 2, установлен атомный ракетный двигатель 8. На самой верхней ракетной ступени, в нашем примере - на второй ракетной ступени 2, установлен ядерный реактор 9. Применение одного ядерного реактора для энергообеспечения всех ракетных ступеней позволило уменьшить стартовый вес ракеты, так как ядерный реактор - самый тяжелый компонент ракеты-носителя. На обеих ракетных ступенях 1 и 2 баки окислители 5 соединены трубопроводами окислителя низкого давления 10, содержащими клапаны окислителя 11, с атомными ракетными двигателями 7 и 8 соответственно. Баки горючего 6 соединены трубопроводами горючего низкого давления 12, содержащими клапаны 13 с атомными ракетными двигателями 7 и 8. Атомные ракетные двигатели 7 и 8 могут иметь одинаковую конструкцию, но разные габариты.A multi-stage launch vehicle (FIGS. 1 and 2) may contain at least two missile stages. In the following, the description is made on the example of a two-stage launch vehicle. The multi-stage launch vehicle contains two rocket stages 1 and 2 connected by a connecting truss 3, and the head of the rocket 4. Inside the bodies of the first and second rocket stages 1 and 2, there are oxidizer tanks 5 and fuel tanks 6. At the first rocket stage 1, an atomic rocket is installed engine 7, at the second rocket stage 2, an atomic rocket engine is installed 8. At the highest rocket stage, in our example, at the second rocket stage 2, a nuclear reactor 9 is installed. The use of one nuclear reactor to power everyone missile stages allowed to reduce the starting weight of the rocket, since a nuclear reactor is the heaviest component of the launch vehicle. On both rocket stages 1 and 2, the oxidizer tanks 5 are connected by pipelines of the low pressure oxidizer 10 containing the oxidizer valves 11 to the atomic rocket engines 7 and 8, respectively. Fuel tanks 6 are connected by low pressure fuel pipelines 12 containing valves 13 with atomic rocket engines 7 and 8. Atomic rocket engines 7 and 8 can have the same design, but different dimensions.

Атомные ракетные двигатели 7 и 8 содержат камеры сгорания 14, внутри которых установлены теплообменники 15 и турбонасосные агрегаты ТНА 16. Ядерный реактор 9 трубопроводами циркуляции теплоносителя 17 и 18, в одном из которых установлен насос циркуляции 19, соединен с атомными ракетными двигателями 7 и 8. В трубопроводах циркуляции теплоносителя 17 и 18, идущих к двигателю 7 (двигателям, если их несколько) первой ступени 1, установлены обратные клапаны 20 (фиг.1).Nuclear rocket engines 7 and 8 contain combustion chambers 14, inside of which heat exchangers 15 and turbo-pumping units TNA 16 are installed. Nuclear reactor 9 with coolant circulation pipelines 17 and 18, one of which has a circulation pump 19, is connected to nuclear rocket engines 7 and 8. In the pipelines of the circulation of the coolant 17 and 18, going to the engine 7 (engines, if there are several) of the first stage 1, check valves 20 are installed (Fig. 1).

Описание конструкции атомного ракетного двигателя 7 в дальнейшем приведено на примере двигателя для первой ступени 1. Каждый атомный ракетный двигатель 7 (фиг.1 и 2) содержит камеру сгорания 14 и турбонасосный агрегат 16. Камера сгорания 14 содержит головку 21 камеры сгорания 7, цилиндрическую часть 22 и сверхзвуковое сопло 23. Турбонасосный агрегат ТНА 16 (фиг.2), в свою очередь, содержит насос окислителя 24, насос горючего 25, пусковую турбину 26, установленные в корпусе 27, основную турбину 28, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 16.The description of the design of the atomic rocket engine 7 is further given on the example of the engine for the first stage 1. Each atomic rocket engine 7 (FIGS. 1 and 2) contains a combustion chamber 14 and a turbopump assembly 16. The combustion chamber 14 contains a head 21 of the combustion chamber 7, a cylindrical part 22 and a supersonic nozzle 23. The TNA 16 turbopump assembly (FIG. 2), in turn, contains an oxidizer pump 24, a fuel pump 25, a start turbine 26 installed in the housing 27, a main turbine 28, made in the upper part of the turbopump 16.

Газогенератор 29 установлен над основной турбиной 28 соосно с турбонасосным агрегатом 16 и имеет в верхней части полости «А» и «Б». Корпус 27 может быть общим для турбонасосного агрегата 16 и газогенератора 29 и может иметь необходимые разъемы для обеспечения сборки. Сверхзвуковое сопло 6, выполнено из двух оболочек 30 и 31 и зазором «В», который образует систему регенеративного охлаждения. На наружной поверхности камеры сгорания 14 установлен коллектор горючего 33. К коллектору горючего 32 подключен основной трубопровод горючего 34, в котором установлен отсечной клапан горючего 35. Также к выходу из насоса горючего 25 подключен дополнительный трубопровод горючего 36, в котором установлен регулятор расхода 37 с приводом 38, клапан горючего 39 и который соединен с полостью «Б» газогенератора 14. Выход из насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 40 через клапан окислителя 41 тоже соединен с газогенератором 16, точнее с полостью «А». В верхней части газогенератора 16 установлены форсунки окислителя 42 и форсунки горючего 43, и запальные устройства 44. Выход из газогенератора 29 соединен с головкой 21 камеры сгорания 14 газоводом 45. К пусковой турбине 26 подстыкован трубопровод 46 с пусковым клапаном 47, предназначенным для запуска пусковой турбины 26, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. Атомный ракетный двигатель 7 имеет блок управления 48, к которому электрическими связями 49 подсоединены отсечной клапан горючего 35, отсечной клапан окислителя 41, дополнительный отсечной клапан горючего 39, привод 32 регулятора расхода 31 и пусковой клапан 47. К коллектору горючего 32 подключен продувочный трубопровод 49 с клапаном продувки 50. Продувка осуществляется инертным газом, например азотом. Теплообменники 15 установлены внутри цилиндрической части камеры 22 камеры сгорания 14 и предназначены для обеспечения подогрева газов, истекающих из сверхзвукового сопла 23.The gas generator 29 is installed above the main turbine 28 coaxially with the turbopump unit 16 and has in the upper part of the cavity "A" and "B". The housing 27 may be common to the turbopump assembly 16 and the gas generator 29 and may have the necessary connectors for assembly. The supersonic nozzle 6 is made of two shells 30 and 31 and has a clearance “B”, which forms a regenerative cooling system. On the outer surface of the combustion chamber 14, a fuel manifold 33 is installed. A main fuel pipe 34 is connected to the fuel manifold 32, in which the fuel shut-off valve 35 is installed. An additional fuel pipe 36 is connected to the outlet of the fuel pump 25, in which the flow regulator 37 with drive is installed 38, a fuel valve 39 and which is connected to the cavity "B" of the gas generator 14. The outlet of the oxidizer pump 24 through the oxidizer 40 through the oxidizer valve 41 is also connected to the gas generator 16, more precisely, to the cavity "A". In the upper part of the gas generator 16, oxidizer nozzles 42 and fuel nozzles 43 and ignition devices 44 are installed. The outlet from the gas generator 29 is connected to the head 21 of the combustion chamber 14 by a gas duct 45. A pipe 46 is connected to the start turbine 26 with a start valve 47 for starting the start turbine 26, for example, by high pressure air supplied from ground equipment. The nuclear rocket engine 7 has a control unit 48 to which the fuel shut-off valve 35, the oxidizer shut-off valve 41, the additional fuel shut-off valve 39, the actuator 32 of the flow regulator 31, and the start valve 47 are connected by electrical connections 49. A purge pipe 49 is connected to the fuel manifold 32 s purge valve 50. Purge is carried out with an inert gas, such as nitrogen. Heat exchangers 15 are installed inside the cylindrical part of the chamber 22 of the combustion chamber 14 and are designed to provide heating of gases flowing from the supersonic nozzle 23.

При запуске двигательной установки с блока управления 48 подаются сигналы на пусковой клапан 47. Воздух высокого давления (или инертный газ, или продукты газификации однокомпонентного топлива) с наземной системы по трубопроводу 46 подается на пусковую турбину 26 и раскручивает ТНА 16 (точнее его ротор). Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 24 и насоса горючего 25 возрастает. Подается сигнал на открытие отсечных клапанов горючего 39, окислителя 41 и дополнительного отсечного клапана горючего 39. Окислитель и горючее поступает газогенератор 29. Подается сигнал на запальные устройства 44, топливная смесь в газогенераторе 12 воспламеняется. Одновременно или заранее запускают ядерный реактор 9 и насос 19. По трубопроводу циркуляции 17 теплоноситель (жидкий натрий) насосом 19 подается в теплообменник 15 атомного ракетного двигателя 7 первой ступени 1. Одновременно большая часть горючего (жидкого водорода) из выхода насоса горючего 25 подается по основному трубопроводу горючего 34 в коллектор горючего 32 и далее проходит в зазоре «В» между оболочками 30 и 31 системы регенеративного охлаждения, проходит в головку камеры сгорания 21 и далее внутрь цилиндрической части 22 камеры сгорания 14. На вход в теплообменник 15, таким образом, поступает смесь продуктов сгорания, которая состоит в основном из горючего (жидкого водорода) и имеет относительно невысокую температуру: от 300 до 500°С. Эта смесь подогревается в теплообменнике 15 до 3000-4000°С и с очень большой скоростью, М=5-10, истекает из сверхзвукового сопла 23, создавая реактивную тягу.When starting the propulsion system from the control unit 48, signals are sent to the starting valve 47. High pressure air (or inert gas, or products of gasification of one-component fuel) from the ground system through a pipe 46 is supplied to the starting turbine 26 and untwists the TNA 16 (more precisely, its rotor). The pressure of the oxidizer and fuel at the outlet of the oxidizer pumps 24 and the fuel pump 25 increases. A signal is sent to open the shut-off valves of the fuel 39, the oxidizer 41 and the additional shut-off valve of the fuel 39. The oxidizing agent and the fuel are supplied by the gas generator 29. A signal is supplied to the ignition devices 44, the fuel mixture in the gas generator 12 is ignited. A nuclear reactor 9 and a pump 19 are started simultaneously or in advance. A coolant (liquid sodium) is pumped through a circulation pipe 17 to a heat exchanger 15 of a nuclear rocket engine 7 of the first stage 1. At the same time, most of the fuel (liquid hydrogen) from the output of the fuel pump 25 is fed through the main the fuel pipe 34 to the fuel manifold 32 and then passes in the gap "B" between the shells 30 and 31 of the regenerative cooling system, passes into the head of the combustion chamber 21 and further into the cylindrical part 22 of the combustion chamber 14. N input to the heat exchanger 15, thus receiving the mixture of combustion gases, which consists essentially of fuel (liquid hydrogen), and has a relatively low temperature of from 300 to 500 ° C. This mixture is heated in the heat exchanger 15 to 3000-4000 ° C and with a very high speed, M = 5-10, flows out of the supersonic nozzle 23, creating a jet thrust.

После выработки окислителя и горючего из баков 5 и 6 первой ракетной ступени 1 атомный ракетный двигатель 7 отключается, т.е. закрываются клапаны 47, 35, 39 и 41. Открывается продувочный клапан 50. Первая ракетная ступень 1 отбрасывается посредством пироболтов, установленных в соединительной ферме 3 (не показано). Запускается атомный ракетный двигатель 8 второй ракетной ступени 2. Обратные клапаны 20 препятствуют утечке теплоносителя (жидкого натрия) при отстыковке первой ракетной ступени 1. Регулирование тяги и блока управления 48 осуществляется подачей сигналов на привод 32.After the development of the oxidizing agent and fuel from the tanks 5 and 6 of the first rocket stage 1, the atomic rocket engine 7 is turned off, i.e. valves 47, 35, 39 and 41 are closed. The purge valve 50 is opened. The first rocket stage 1 is discarded by means of pyro-bolts installed in the connecting truss 3 (not shown). An atomic rocket engine 8 of the second rocket stage 2 is started. Non-return valves 20 prevent the coolant (liquid sodium) from leaking when undocking the first rocket stage 1. The thrust and control unit 48 are regulated by applying signals to the actuator 32.

Применение группы изобретений позволилоThe use of a group of inventions allowed

1. Значительно увеличить дальность полета ракеты-носителя при ее одинаковом стартовом весе за счет применения ядерного горючего в качестве источника энергии для двигателей всех ступеней многоступенчатой ракеты-носителя.1. Significantly increase the flight range of the launch vehicle with the same starting weight due to the use of nuclear fuel as an energy source for engines of all stages of a multi-stage launch vehicle.

2. Оптимизировать стартовый вес ракеты за счет применения только одного ядерного реактора для энергоснабжения всех ракетных ступеней.2. To optimize the launch weight of the rocket by using only one nuclear reactor to power all the rocket stages.

3. Обеспечить хорошие технические характеристики двигательной силовой установки за счет размещения теплообменника в цилиндрической части камеры сгорания.3. To provide good technical characteristics of the propulsion system by placing the heat exchanger in the cylindrical part of the combustion chamber.

4. Обеспечить плавное регулирование режима работы двигательной силовой установки в широком диапазоне режимов.4. To provide smooth regulation of the operating mode of the propulsion system in a wide range of modes.

5. Обеспечить надежную работу сверхзвукового сопла при высоких температурах продуктов истечения за счет большого хладоресурса жидкого водорода.5. Ensure reliable operation of the supersonic nozzle at high temperatures of the effluent products due to the large coolant of liquid hydrogen.

Claims

1. A multi-stage launch vehicle containing at least two missile stages with atomic rocket engines and a nuclear reactor connected by recirculation pipelines with them, characterized in that the nuclear reactor is installed in the uppermost missile stage.

2. A nuclear rocket engine containing a combustion chamber with a regenerative cooling system and a turbopump assembly, in turn containing oxidizer and fuel pumps, a main and starting turbine, a gas generator mounted coaxially with the turbopump assembly, characterized in that the output from the fuel pump is connected to the input into the regenerative cooling system and with the entrance to the gas generator, the outlet from the oxidizer pump is connected to the second entrance to the gas generator, the outputs from the gas generator and regenerative cooling system are connected the cylindrical portion of the combustion chamber inside which a heat exchanger connected with the coolant recirculation piping of a nuclear reactor.