RU2603305C1

RU2603305C1 - Return carrier rocket stage

Info

Publication number: RU2603305C1
Application number: RU2015146779/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2015-10-29
Filing date: 2015-10-29
Publication date: 2016-11-27

Abstract

FIELD: rocket construction.

SUBSTANCE: invention relates to rocketry and can be used for reusable return rocket and space systems able to perform controlled flights in the atmosphere. Return carrier rocket stage comprising a fuselage, oxidizer and fuel tanks, wings and at least one liquid propellant rocket engine, according to the invention four side units are attached to fuselage, in which there are gas-turbine engines and the oxidizer tanks, all the gas-turbine engines have a nozzle with a controlled thrust vector, the main combustion chamber and a gas generator connected to the main combustion chamber, in the upper part of the side units there are air intakes. Gas-turbine engine includes before the main combustion chamber an annular collector, whereto the gas duct is connected, and the annular collector cavity is connected with the air duct through holes or branch pipes. Annular collector is made perforated and installed inside the air duct. Main combustion chamber and the gas generator comprise at least one ignition device each. Gas generator is connected via the oxidizer and fuel pipelines with a turbo pump unit having pumps for fuel, the oxidizer and a turbine. Return carrier rocket stage comprises roll nozzles units fitted on the side units and connected by pipelines with the gas duct of one or several liquid-propellant rocket engines.

EFFECT: invention provides improved launching characteristics of the carrier rocket and simplified control system in the angles of pitch, yaw and roll.

8 cl, 19 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.The invention relates to rocket technology and can be applied to reusable space rocket systems capable of performing a manned flight in the atmosphere.

В авиакосмической технике известен многоразовый орбитальный корабль «Буран», содержащий фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления, размещенные в хвостовой части фюзеляжа, и носовой блок двигателей управления, расположенный в носовой части фюзеляжа ([1], стр. 40, 41, 193). На участке выведения на орбиту орбитальный корабль является полезной нагрузкой для ракеты-носителя (маршевые двигатели на орбитальном корабле «Буран» отсутствуют). После выполнения космического полета орбитальный совершает бездвигательный спуск в атмосфере (воздушно-реактивные двигатели отсутствуют), при этом управление движением орбитального корабля вокруг его центра масс при полете в верхних слоях атмосферы осуществляется с помощью двигателей управления, расположенных в левом и правом блоке двигателей управления хвостовой части фюзеляжа. При этом оси сопел двигателей управления тангажом и креном перпендикулярны продольной оси (оси ОХ) орбитального корабля, образуют углы в 30° с нормальной осью (осью OY) орбитального корабля, а оси сопел двигателей управления рысканием параллельны поперечной оси (оси OZ) орбитального корабля.In aerospace engineering, the reusable orbiter Buran is known which contains the fuselage, the wing with two consoles, the left and right blocks of control engines located in the rear of the fuselage, and the bow block of control engines located in the nose of the fuselage ([1], p. 40, 41, 193). At the orbital site, the orbital ship is a payload for the launch vehicle (there are no cruise engines on the Buran orbital ship). After performing a space flight, the orbital makes a non-motor descent in the atmosphere (there are no jet engines), while the motion of the orbital ship around its center of mass during flight in the upper atmosphere is controlled by control engines located in the left and right block of the tail control engines the fuselage. In this case, the axis of the nozzles of the pitch and roll control engines are perpendicular to the longitudinal axis (OX axis) of the orbital ship, form angles of 30 ° with the normal axis (OY axis) of the orbital ship, and the axis of the nozzles of the yaw control engines are parallel to the transverse axis (OZ axis) of the orbital ship.

Недостатком этого проекта является невозможность использования его компоновки для многоразового ракетного блока. Блоки двигателей управления не могут быть размещены ни в хвостовой, ни в носовой частях фюзеляжа, т.к. в хвостовой части фюзеляжа ракетного блока размещена маршевая двигательная установка первой ступени ракеты-носителя, работающая на участке выведения, а в носовой части фюзеляжа возвращаемого ракетного блока располагаются воздушно-реактивные двигатели, работающие на участке возвращения возвращаемого ракетного блока к аэродрому в районе старта ракеты-носителя. Размещение блоков двигателей управления в средней части фюзеляжа нецелесообразно, т.к. в этом случае двигатели управления будут неэффективны из-за малых величин плеч управляющих сил.The disadvantage of this project is the inability to use its layout for a reusable missile unit. The control engine blocks cannot be placed either in the rear or in the nose of the fuselage, because in the rear part of the fuselage of the rocket block there is a marching propulsion system of the first stage of the launch rocket operating in the launch area, and in the nose of the fuselage of the return rocket block there are air-jet engines operating in the area of return of the return rocket block to the airfield in the launch area of the launch vehicle . The placement of control engine blocks in the middle of the fuselage is impractical, because in this case, the control motors will be ineffective due to the small shoulders of the control forces.

Другим недостатком этого проекта является сильное влияние воздушного потока на газовые струи двигателей управления, в особенности на струи двигателей рыскания, оси сопел которых ориентированы вдоль поперечной оси OZ орбитального корабля перпендикулярно направлению полета. Наконец, еще одним недостатком является влияние силы тяги двигателей рыскания, возникающей при их срабатывании, на величины измеряемой датчиками системы управления поперечной перегрузки и угла скольжения. Двигатели управления неработоспособны в условиях космоса и на больших высотах в разреженной атмосфере, а управляющие моменты на больших высотах небольшие из-за низких тяг газотурбинных двигателей на высоте.Another drawback of this project is the strong influence of the air flow on the gas jets of the control engines, in particular on the jets of the yaw engines, the axis of the nozzles of which are oriented along the transverse axis OZ of the orbital ship perpendicular to the direction of flight. Finally, another drawback is the influence of the yaw force of the yaw engines that occur when they are triggered on the values of the transverse overload control system and sliding angle measured by the sensors. The control engines are inoperative in space and at high altitudes in a rarefied atmosphere, and the control moments at high altitudes are small due to the low thrust of gas turbine engines at altitude.

Известна ракета-носитель по патенту РФ на изобретение №2482030, МПК B64G 1/14, опубл. 10.05.2013 г.Known launch vehicle according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2482030, IPC B64G 1/14, publ. 05/10/2013

Эта ракета-носитель содержит соединенный со второй ступенью многоразовый ускоритель с реактивной системой стабилизации, состоящий из ракетного блока с жидкостными ракетными двигателями, соединенного с самолетным комплектом, выполненным в виде планера с крыльями переменной стреловидности с органами аэродинамического управления, соединенного с ракетным блоком по схеме «низкоплан», стабилизатора, шасси, воздушно-реактивных двигателей с их топливным баком, носового отсека, а также содержащая многократно используемые элементы, при этом, установленный на ракетном блоке носовой отсек снабжен пилотской кабиной и оснащен управляемыми поворотными козырьками, количество которых равно количеству точек соединения носового отсека со второй ступенью, в местах соединения со второй ступенью в носовом отсеке выполнены карманы, воздушно-реактивные двигатели закреплены на верхних поверхностях крыльев переменной стреловидности и снабжены управляемыми защитными экранами, стабилизатор выполнен в виде двух килей, установленных на крыльях, в ракетном блоке многоразового ускорителя вокруг его продольной оси и симметрично относительно его поперечной оси, параллельной крыльям, установлено четное число дросселируемых ракетных двигателей.This booster contains a reusable accelerator with a jet stabilization system connected to the second stage, consisting of a rocket unit with liquid rocket engines, connected to an aircraft kit made in the form of a glider with variable sweep wings with aerodynamic control elements connected to the rocket block according to the scheme " low wing ", stabilizer, landing gear, jet engines with their fuel tank, bow compartment, as well as containing reusable elements, while the nose compartment mounted on the rocket block is equipped with a pilot's cabin and is equipped with controlled swivel visors, the number of which is equal to the number of points of connection of the nose compartment with the second stage, pockets are made in the places of connection with the second stage in the nose compartment, jet engines are mounted on the upper surfaces of the variable sweep wings and equipped with controlled protective shields, the stabilizer is made in the form of two keels mounted on the wings, in the rocket block of the reusable accelerator around its longitudinal axis and symmetrically with respect to its transverse axis parallel to the wings, an even number of throttle rocket engines is installed.

Недостатки: плохие аэродинамические качества ракеты на старте из-за громоздкости фюзеляжа и наличия громоздких крыльев, неработоспособность ГТД в высотных условиях и в космосе при отсутствии воздуха, необходимого для их работы, неуправляемость возвращаемой ступени на больших высотах. Применение громоздких, имеющих большой вес крыльев переменной стреловидности не оправдано из-за того, что единственной задачей создания возвращаемой ступени является ее посадка, а не совершение сложных маневров на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.Disadvantages: poor aerodynamic performance of the rocket at launch due to the bulkiness of the fuselage and the presence of bulky wings, the inoperability of a gas turbine engine in high-altitude conditions and in space in the absence of air necessary for their operation, the uncontrollability of the return stage at high altitudes. The use of bulky, heavily weighted sweep wings is not justified due to the fact that the only task of creating a return stage is to land it, and not to perform complex maneuvers at subsonic and supersonic speeds.

Известна ракета-носитель с возвращаемой ступенью по патенту РФ на изобретение №2495799, МПК B64G 1/14, опубл. 20.10.2013 г., прототип ракеты-носителя, возвращаемой ступени и способа ее запуска при возвращении.Known launch vehicle with a return stage according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2495799, IPC B64G 1/14, publ. 10/20/2013, the prototype of the launch vehicle, the return stage and the method of its launch upon return.

Эта ракета-носитель содержит многоразовый возвращаемый ракетный блок, содержащий, в свою очередь фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки газотурбинных двигателей управления, левый и правый блоки двигателей управления размещены в гондолах на законцовках консолей крыла. Кроме того, возвращаемая ступень содержит сопла двигателей управления тангажом и креном и рыскания.This launcher contains a reusable returnable missile unit, which, in turn, contains a fuselage, a wing with two consoles, left and right blocks of gas turbine control engines, left and right blocks of control engines are located in nacelles at the tips of the wing consoles. In addition, the return stage contains nozzles for pitch and roll control engines and yaw.

При возвращении ступени газотурбинные двигателя запускают на относительно небольшой высоте, например 15000…20000 м. Полет до этой высоты полностью неуправляемый.When the stage returns, the gas turbine engines are started at a relatively low altitude, for example 15,000 ... 20,000 m. The flight to this altitude is completely uncontrollable.

Недостатком этого технического решения является также низкое аэродинамическое качество фюзеляжа возвращаемой, т.е. первой ступени, из-за размещения газотурбинных двигателей на консолях крыльев, которые имеют значительную толщину для передачи реактивной тяги и управляющего момента. Это приводит к неоправданному ухудшению характеристик ракеты-носителя при старте. Кроме того, ракета-носитель имеет очень сложную систему управления по углам тангажа, рыскания и крена.The disadvantage of this technical solution is also the low aerodynamic quality of the returned fuselage, i.e. the first stage, due to the placement of gas turbine engines on the wing consoles, which have a significant thickness for transmitting jet thrust and control torque. This leads to an unjustified deterioration in the characteristics of the launch vehicle at launch. In addition, the launch vehicle has a very sophisticated control system for pitch, yaw and roll angles.

Задачами создания изобретения являются улучшение стартовых характеристик ракеты-носителя и упрощение системы управления по углам тангажа, рыскания и крена, и обеспечение ее работоспособности на любых высотах, и обеспечение надежной посадки возвращаемой ступени в любую погоду.The objectives of the invention are to improve the launch characteristics of the launch vehicle and simplify the control system for pitch, yaw and roll angles, and ensure its operability at any altitude, and ensure a reliable landing of the return stage in any weather.

Достигнутые технические результаты - обеспечение работоспособности газотурбинных двигателей на всех высотах и обеспечение посадки возвращаемой ступени.Technical results achieved - ensuring the operability of gas turbine engines at all heights and ensuring the landing of the return stage.

Решение указанных задач достигнуто в возвращаемой ступени ракеты-носителя, содержащей фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель, тем, что к фюзеляжу прикреплены четыре боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели и баки окислителя, все газотурбинные двигатели имеют сопло с управляемым вектором тяги, основную камеру сгорания и газогенератор, соединенный с основной камерой сгорания, в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники.The solution of these problems was achieved in the return stage of the launch vehicle containing the fuselage, oxidizer and fuel tanks, wings and at least one liquid rocket engine, in that four side blocks are attached to the fuselage, in which gas turbine engines and oxidizer tanks are installed, all gas turbine the engines have a nozzle with a controlled thrust vector, the main combustion chamber and a gas generator connected to the main combustion chamber, air intakes are made in the upper part of the side blocks.

Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Основная камера сгорания может содержать по меньшей мере одно запальное устройство, газогенератор содержит по меньшей мере одно запальное устройство. Газогенератор может быть соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину. Возвращаемая ступень ракеты-носителя может содержать блоки сопел крена, установленные на боковых блоках и соединенные трубопроводами с газоводом одного или нескольких жидкостных ракетных двигателей.A gas turbine engine may comprise an annular manifold in front of the main combustion chamber, to which a gas duct is connected, and a cavity of the annular manifold communicates with the air path through openings or nozzles. The gas turbine engine may comprise, in front of the main combustion chamber, an annular perforated manifold connected to the gas duct and installed inside the air duct. The gas turbine engine may comprise an annular manifold in front of the main combustion chamber. The main combustion chamber may contain at least one ignition device, the gas generator comprises at least one ignition device. The gas generator can be connected by pipelines of the oxidizer and fuel with a turbopump unit having fuel pumps, oxidizer and a turbine. The return stage of the launch vehicle may comprise roll nozzle blocks mounted on the side blocks and connected by pipelines to the gas duct of one or more liquid rocket engines.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…19, гдеThe invention is illustrated in FIG. 1 ... 19, where

- на фиг. 1 приведен внешний вид ракеты-носителя на стартовом столе,- in FIG. 1 shows the appearance of the launch vehicle on the launch pad,

- на фиг. 2 приведен внешний вид возвращаемой 1-й ступени в проекции с нижнего торца,- in FIG. 2 shows the appearance of the returned 1st stage in the projection from the bottom,

- на фиг. 3 приведен внешний вид четырехкамерного ЖРД,- in FIG. 3 shows the appearance of a four-chamber rocket engine

- на фиг. 4 приведен вид возвращаемой ступени с торца,- in FIG. 4 shows a view of the return stage from the end,

- на фиг. 5 приведен разрез А-А,- in FIG. 5 shows a section aa,

- на фиг. 6 приведен разрез В-В,- in FIG. 6 shows a section bb,

- на фиг. 7 приведена конструкция маршевого двигателя - ЖРД,- in FIG. 7 shows the design of the main engine - LRE,

- на фиг. 8 приведена конструкция газотурбинного двигателя,- in FIG. 8 shows the design of a gas turbine engine,

- на фиг. 9 приведена схема подачи компонентов топлива в газотурбинный двигатель,- in FIG. 9 shows a diagram of the supply of fuel components to a gas turbine engine,

на фиг. 10 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, первый вариант,in FIG. 10 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, the first option,

- на фиг. 11 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, второй вариант,- in FIG. 11 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, the second option,

- на фиг. 12 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, третий вариант,- in FIG. 12 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, the third option,

- на фиг. 13 приведена принципиальная схема газогенератора,- in FIG. 13 shows a schematic diagram of a gas generator,

- на фиг. 14 приведен вид С,- in FIG. 14 shows view C,

- на фиг. 15 приведена схема газогенератора двигателя НК-33,- in FIG. 15 shows a diagram of a gas generator of the NK-33 engine,

- на фиг. 16 приведена схема газогенератора двигателя РД-180,- in FIG. 16 shows a diagram of a gas generator of the RD-180 engine,

- на фиг. 17 приведено реактивное сопло с регулируемым вектором тяги,- in FIG. 17 shows a jet nozzle with an adjustable thrust vector,

- на фиг. 18 приведен блок сопел крена,- in FIG. 18 shows a block of nozzles of the roll,

- на фиг. 19 приведена система наддува бака окислителя.- in FIG. 19 shows the oxidizer tank pressurization system.

Ракета-носитель может содержать не менее одной ступени. В дальнейшем описание ракеты-носителя составлено на примере двухступенчатой ракеты с одной (первой) возвращаемой ступенью (фиг. 1…19).The launch vehicle may contain at least one stage. In the following, the description of the launch vehicle is compiled using the example of a two-stage rocket with one (first) return stage (Fig. 1 ... 19).

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬCARRIER ROCKET

Ракета-носитель (фиг. 1…19) содержит возвращаемую ступень 1 с центральным фюзеляжем 2 и соединенные соосно с ней 4 боковых блока 3.The launch vehicle (Fig. 1 ... 19) contains a return stage 1 with a central fuselage 2 and 4 side blocks 3 connected coaxially with it.

Возвращаемая ступень 1 содержит центральный фюзеляж 2, крылья 4, которые выполнены стреловидной формы и установлены в средней части возвращаемой ступени 1. Возвращаемая ступень 1 (фиг. 1 и 2) содержит два комплекта двигательных установок: маршевую, представляющую собой один или несколько жидкостно-ракетных двигателя 6 и управляющую в виде четырех газотурбинных двигателей ГТД 7 с реактивным соплом 8, которое выполнено с управляемым вектором тяги, установленных по одному в боковых блоках 3. Особенностью газотурбинного двигателя 7 является наличие газогенератора 9, который газоводом 10 соединен с основной камерой сгорания 11 (фиг. 6).The return stage 1 contains the central fuselage 2, the wings 4, which are arrow-shaped and are installed in the middle of the return stage 1. The return stage 1 (Figs. 1 and 2) contains two sets of propulsion systems: the main one, which is one or more liquid-rocket engine 6 and control in the form of four gas turbine engines GTE 7 with a jet nozzle 8, which is made with a controlled thrust vector installed one at a time in the side blocks 3. A feature of the gas turbine engine 7 is e gasifier 9 which gazovodom 10 is connected to the main combustion chamber 11 (FIG. 6).

Газогенератор 9 является важным и необходимым элементом ГТД 7 для обеспечения его работоспособности на любых высотах, его конструкция и возможные варианты выполнения описаны ниже.The gas generator 9 is an important and necessary element of the gas turbine engine 7 to ensure its operability at any altitudes, its design and possible embodiments are described below.

ЖРД 6 содержит камеру сгорания 12 и ТНА 13 (фиг. 4…6). ЖРД 6 установлены на силовой раме 14 (фиг. 5 и 6). Внутри центрального фюзеляжа 2 установлены бак окислителя 15 и бак горючего 16. Внутри боковых ступеней установлены баки окислителя 17.LRE 6 contains a combustion chamber 12 and TNA 13 (Fig. 4 ... 6). LRE 6 installed on the power frame 14 (Fig. 5 and 6). Inside the central fuselage 2, an oxidizer tank 15 and a fuel tank 16 are installed. Inside the side steps, oxidizer tanks 17 are installed.

На боковых ступенях 3 в нижней части установлено не менее двух блоков сопел крена 18. Также в верхней части боковых ступеней 3 выполнены воздухозаборниками 5, соединенными воздушным трактом 19 с входами в ГТД 7 (фиг. 6).At the side steps 3 in the lower part there are at least two blocks of roll nozzles 18. Also in the upper part of the side steps 3 are made air intakes 5 connected by the air duct 19 to the entrances to the turbine engine 7 (Fig. 6).

МАРШЕВЫЙ ЖИДКОСТНО-РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬMARCH LIQUID-ROCKET ENGINE

Жидкостный ракетный двигатель 6 (фиг. 7) содержит камеру сгорания 12 и ТНА 13, подстыкованный к камере сгорания 12 посредством газовода 20. На ТНА 13 установлен газогенератор 21.A liquid propellant rocket engine 6 (FIG. 7) comprises a combustion chamber 12 and a TNA 13 coupled to the combustion chamber 12 by means of a gas duct 20. A gas generator 21 is installed on the TNA 13.

ТНА 13 содержит, в свою очередь, турбину 22, насос окислителя 23, насос горючего 24. Турбонасосный агрегат 13 может содержать дополнительный насос горючего 25.TNA 13 contains, in turn, a turbine 22, an oxidizer pump 23, a fuel pump 24. The turbopump assembly 13 may include an additional fuel pump 25.

Выход из насоса горючего 24 соединен трубопроводом 26 с входом в дополнительный насос горючего 25 (при его наличии). Основная камера сгорания 12 содержит головку 27, цилиндрическую часть 28 и сопло 29.The output of the fuel pump 24 is connected by a pipe 26 to the entrance to the additional fuel pump 25 (if any). The main combustion chamber 12 comprises a head 27, a cylindrical portion 28, and a nozzle 29.

Газогенератор 21 закреплен на камере сгорания 12 при помощи шарнирных тяг 30. ЖРД 6 закреплен на силовой раме при помощи узла подвески 31. Это обеспечивает качание камеры сгорания 12 в одной (или в двух) плоскостях относительно центра узла подвески 31 для управления вектором тяги R, с целью управления ракетой-носителем по углам тангажа и рысканию.The gas generator 21 is mounted on the combustion chamber 12 using articulated rods 30. The liquid propellant rocket engine 6 is mounted on the power frame using the suspension assembly 31. This ensures that the combustion chamber 12 swings in one (or two) planes relative to the center of the suspension assembly 31 to control the thrust vector R, in order to control the launch vehicle in pitch and yaw angles.

Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель 6 содержит приводы, выполненные, например, в виде гидроцилиндров, прикрепленных к силовой раме 14 (на фиг. 1…19 не показано).For this, each liquid-propellant rocket engine 6 contains actuators made, for example, in the form of hydraulic cylinders attached to a power frame 14 (not shown in FIGS. 1 ... 19).

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг. 7 и содержит трубопровод горючего 32, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 24, содержащим пускоотсечной клапан 33, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 34 камеры сгорания 12. Выход из насоса окислителя 23 трубопроводом окислителя 35, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 36, соединен с газогенератором 21. Также выход из дополнительного насоса горючего 25 трубопроводом горючего 37, содержащим пускоотсечной клапан горючего 38, соединен с газогенератором 21.A possible pneumohydraulic scheme of the LRE is shown in FIG. 7 and contains a fuel pipe 32 connected at one end to an exit from a fuel pump 24 containing a start-off valve 33, the output of this pipe is connected to the main manifold 34 of the combustion chamber 12. The output from the oxidizer pump 23 by an oxidizer pipe 35 containing an oxidizer start-off valve 36 is connected with the gas generator 21. Also, the output from the additional fuel pump 25 by the fuel pipe 37 containing the start-off valve of the fuel 38 is connected to the gas generator 21.

На газогенераторе 21 на камере сгорания 12 установлены по меньшей мере по одному запальному устройству 39 и 40. Запальные устройства 39 и 40 соединены энергетическими связями 41 с энергетическим блоком 42.At least one ignition device 39 and 40 is installed on the gas generator 21 on the combustion chamber 12. The ignition devices 39 and 40 are connected by energy connections 41 to the energy block 42.

Двигатель оборудован блоком управления 43, который электрическими связями 44 соединен энергетическим блоком 42 и с пускоотсечными клапанами 33, 36 и 38. Особенностью ЖРД 6 является то, что ТНА 13 жестко закреплен на камере сгорания 12 при помощи шарнирных тяг 30, а сама камера сгорания 12 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 31 в одной плоскости для управления по углу рыскания. Для управления по углу тангажа применяется рассогласование тяги двух ЖРД 6.The engine is equipped with a control unit 43, which is connected by an electric connection 44 to the power unit 42 and with the shut-off valves 33, 36 and 38. A feature of the liquid propellant rocket engine 6 is that the TNA 13 is rigidly fixed to the combustion chamber 12 using articulated rods 30, and the combustion chamber 12 has the ability to rotate relative to the center of the node of the suspension 31 in one plane to control the yaw angle. To control the pitch angle, the mismatch of the thrust of two liquid-propellant rocket engines is used 6.

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬGAS TURBINE ENGINE

Газотурбинные двигатели 7 (фиг. 8) установлены в боковых блоках 3 и содержат корпус 45, входное устройство 46, компрессор 47, воздушный тракт 48, основную камеру сгорания 11, турбину 49 и реактивное сопло 8. Компрессор 47 содержит направляющие аппараты 50 и рабочие колеса 51, турбина 49 содержит сопловые аппараты 52 и рабочие колеса 53. Компрессор 47 и турбина 49, точнее их рабочие колеса 51 и 53, соединены валом 54. Валов 54 может быть два или три в зависимости от конструкции газотурбинного двигателя 7. Вал 54 установлен на опорах 55.Gas turbine engines 7 (Fig. 8) are installed in the side blocks 3 and contain a housing 45, an input device 46, a compressor 47, an air duct 48, a main combustion chamber 11, a turbine 49, and a jet nozzle 8. The compressor 47 contains guide vanes 50 and impellers 51, the turbine 49 includes nozzle apparatuses 52 and impellers 53. The compressor 47 and turbine 49, more precisely their impellers 51 and 53, are connected by a shaft 54. The shafts 54 can be two or three depending on the design of the gas turbine engine 7. The shaft 54 is mounted on legs 55.

Основная камера сгорания 11 содержит жаровую трубу 56, форсуночную плиту 57 с топливными форсунками 58 и топливным коллектором 59. Под жаровой трубой 56 установлен внутренний кожух 60, между которым и жаровой трубой 56 выполнен внутренний канал 61. Между жаровой трубой 56 и корпусом 45 выполнен внешний канал 62. Внутренний и внешний каналы 61 и 62 предназначены для ввода воздуха (или газогенераторного газа) из воздушного тракта 48 внутрь жаровой трубы 56 через отверстия 63, выполненные в ней, а также для охлаждения самой жаровой трубы 56.The main combustion chamber 11 comprises a flame tube 56, an injector plate 57 with fuel nozzles 58 and a fuel manifold 59. Under the flame tube 56, an inner casing 60 is installed, between which the flame tube 56 has an internal channel 61. An outer channel is made between the flame tube 56 and the housing 45. channel 62. The internal and external channels 61 and 62 are intended for introducing air (or gas-generating gas) from the air path 48 into the flame tube 56 through openings 63 made therein, as well as for cooling the flame tube 56 itself.

Газотурбинный двигатель 7 (фиг. 9) имеет систему топливоподачи, содержащую топливопровод низкого давления 64, топливный насос 65, имеющий привод 66, топливопровод высокого давления 67, вход которого соединен с топливным насосом 65, а выход соединен с топливным коллектором 59, который соединен с топливными форсунками 58 основной камеры сгорания 12.The gas turbine engine 7 (Fig. 9) has a fuel supply system comprising a low pressure fuel pipe 64, a fuel pump 65 having an actuator 66, a high pressure fuel pipe 67, the input of which is connected to the fuel pump 65, and the output is connected to the fuel manifold 59, which is connected to fuel nozzles 58 of the main combustion chamber 12.

Газотурбинный двигатель 7 оборудован системами подачи горючего и окислителя от бака окислителя 17 и бака горючего 16 и дополнительным турбонасосным агрегатом 68. Турбонасосный агрегат 68 может отсутствовать, а подача горючего и окислителя в ГТД 7 может быть осуществлена применением вытеснительной подачи компонентов ракетного топлива (это возможно на очень больших высотах). Кроме того, газотурбинный двигатель 7 обязательно оборудован газогенератором 9, который газоводом 10 соединен с воздушным трактом 48 до камеры сгорания 11.The gas turbine engine 7 is equipped with fuel and oxidizer supply systems from the oxidizer tank 17 and the fuel tank 16 and an additional turbo pump unit 68. The turbo pump unit 68 may be absent, and the fuel and oxidizer can be supplied to the turbine engine 7 using a propellant supply of rocket fuel components (this is possible by very high altitudes). In addition, the gas turbine engine 7 is necessarily equipped with a gas generator 9, which gas duct 10 is connected to the air path 48 to the combustion chamber 11.

Дополнительный турбонасосный агрегат 68 содержит корпус 69, установленные на валу 70 насос горючего 71, насос окислителя 72 и турбину 73. Выход из бака окислителя 16 соединен трубопроводом окислителя 74, содержащим клапан окислителя 75 с насосом окислителя 72, а выход из бака горючего 16 трубопроводом горючего 76, содержащим клапан горючего 77, соединен с входом в насос горючего 71. Выход из насоса окислителя 72 трубопроводом высокого давления окислителя 78, содержащим отсечной клапан окислителя 79, соединен с входом в газогенератор 9. Выход из насоса горючего 71 трубопроводом горючего высокого давлении 80, содержащим отсечной клапан 81 и регулятор расхода 82, соединен с входом в газогенератор 9. Выход газогенератора 9 соединен с входом в турбину 73, а выход из турбины 73 газоводом 10 соединен с воздушным трактом 48 перед камерой сгорания 11.The additional turbopump assembly 68 includes a housing 69, a fuel pump 71, an oxidizer pump 72, and a turbine 73 installed on the shaft 70. The oxidizer tank 16 is connected to the oxidizer pipe 74 and the oxidizer valve 75 is connected to the oxidizer pump 72, and the fuel pipe 16 is connected to the fuel tank. 76 containing a fuel valve 77 is connected to the inlet to the fuel pump 71. The exit from the oxidizer pump 72 by the oxidizer high pressure pipe 78 containing the shut-off valve of the oxidizer 79 is connected to the inlet to the gas generator 9. The output from the fuel pump 71 with a high pressure fuel pipe 80 containing a shut-off valve 81 and a flow regulator 82 connected to the inlet of the gas generator 9. The outlet of the gas generator 9 is connected to the inlet to the turbine 73, and the outlet of the turbine 73 by the gas duct 10 is connected to the air duct 48 in front of the combustion chamber 11 .

Топливная система газотурбинного двигателя 7 содержит топливопровод низкого давления 83, вход которого соединен с баком горючего 16, а выход - с топливным насосом 84, имеющим привод 85, к выходу из топливного насоса 84 соединен топливопровод высокого давления 86, который соединен с топливным коллектором 59 основной камеры сгорания 11. Возможен вариант, когда в качестве топлива используется горючее (обычно керосин), которое ранее использовалось для работы ЖРД 6. В дальнейшем рассматривается такой вариант.The fuel system of a gas turbine engine 7 comprises a low pressure fuel line 83, the inlet of which is connected to the fuel tank 16, and the outlet is connected to a fuel pump 84 having a drive 85, and a high pressure fuel line 86 is connected to the outlet of the fuel pump 84, which is connected to the main fuel manifold 59 combustion chambers 11. A variant is possible when fuel (usually kerosene) is used as fuel, which was previously used for the operation of the liquid propellant rocket engine 6. In the future, this option is considered.

Возможны несколько вариантов исполнения соединения газовода 10 с воздушным трактом 48 (фиг. 10…12). На фиг. 10 приведен первый вариант соединения газовода 10 с воздушным трактом 48. На корпусе 45 газотурбинного двигателя 7 в районе воздушного тракта 48 выполнен кольцевой коллектор 87, полость 88 которого отверстиями 89 соединена с воздушным трактом 48. На фиг. 11 приведен второй вариант также с кольцевым коллектором 87, полость 88 выходит внутрь радиальных патрубков 90, которые перфорированы по всей высоте отверстиями 91 для более равномерного ввода генераторного газа в воздух, проходящий в воздушном тракте 48. На фиг. 12 приведен третий вариант. По этому варианту в воздушном тракте 48 установлен внутренний кольцевой коллектор 92, имеющий отверстия 93. К внутреннему кольцевому коллектору 92 присоединен газовод 10. Этот вариант обеспечивает более равномерную подачу генераторного газа в камеру сгорания. Это необходимо, чтобы обеспечить равномерное температурное поле на входе в турбину 49 и предотвратить местный перегрев деталей ее первого рабочего колеса 53.Several options for the connection of the gas duct 10 with the air path 48 are possible (Fig. 10 ... 12). In FIG. 10 shows the first embodiment of connecting the gas duct 10 to the air duct 48. An annular manifold 87 is made on the housing 45 of the gas turbine engine 7 in the vicinity of the air duct 48, the cavity 88 of which is connected by openings 89 to the air duct 48. FIG. 11 shows a second variant also with an annular collector 87, the cavity 88 extends into the radial nozzles 90, which are perforated along the entire height with openings 91 for more uniform introduction of the generator gas into the air passing through the air duct 48. FIG. 12 shows the third option. According to this option, an internal annular manifold 92 having openings 93 is installed in the air duct 48. A gas duct 10 is connected to the inner annular manifold 92. This option provides a more uniform supply of generator gas to the combustion chamber. This is necessary to ensure a uniform temperature field at the entrance to the turbine 49 and to prevent local overheating of parts of its first impeller 53.

Газогенератор газотурбинного двигателяGas turbine engine gas generator

Для предложенного газотурбинного двигателя 7 газогенератор 9 может быть специально спроектирован или использован доведенный газогенератор жидкостных ракетных двигателей НК-33 или РД-170. Принципиальная схема газогенератора 9 показана на фиг. 13 и 14. Газогенератор 9 предназначен для сжигания компонентов топлива (горючего и окислителя), при этом один из них является избыточным компонентом, а второй - дополнительным компонентом. Наиболее предпочтительно в качестве горючего использовать керосин, а в качестве окислителя - кислород.For the proposed gas turbine engine 7, the gas generator 9 can be specially designed or used brought the gas generator of liquid rocket engines NK-33 or RD-170. A schematic diagram of a gas generator 9 is shown in FIG. 13 and 14. The gas generator 9 is designed to burn fuel components (fuel and oxidizer), while one of them is an excess component, and the second is an additional component. It is most preferable to use kerosene as fuel, and oxygen as an oxidizing agent.

Газогенератор 9 содержит (фиг. 13) головку 94, камеру 95, распределитель окислителя (избыточного компонента) 96, установленный вдоль оси камеры 95.The gas generator 9 comprises (Fig. 13) a head 94, a chamber 95, an oxidizer (excess component) distributor 96 mounted along the axis of the chamber 95.

Камера 95 содержит две зоны: зону горения 97 и зону смешения 98. Первая из них предназначена для сгорания двух компонентов при оптимальном соотношении, а вторая - для подмешивания окислителя.Chamber 95 contains two zones: a combustion zone 97 and a mixing zone 98. The first of them is intended for combustion of two components at an optimal ratio, and the second for mixing an oxidizing agent.

Головка 94 содержит переднее днище 99 с патрубком подвода горючего 100, среднее днище 101, огневое днище 102, форсунки окислителя 103, форсунки горючего 104. Между передним 99 и средним 101 днищами образована полость 105 для подвода горючего к форсункам горючего 104, а между огневым днищем 102 и средним днищем 101 образована полость 106 для подвода окислителя к форсункам окислителя 103. В среднем днище 101 выполнены пазы 107 для подвода окислителя в полость 106.The head 94 contains a front bottom 99 with a fuel supply pipe 100, a middle bottom 101, a fire bottom 102, an oxidizer nozzle 103, a fuel nozzle 104. A cavity 105 is formed between the front 99 and middle 101 bottoms for supplying fuel to the fuel nozzles 104, and between the fire bottom 102 and a middle bottom 101, a cavity 106 is formed for supplying the oxidizing agent to the oxidizer nozzles 103. On the average bottom 101, grooves 107 are made for supplying the oxidizing agent to the cavity 106.

Камера 95 газогенератора 9 содержит наружный корпус 108 и внутреннюю оболочку 109, между которыми имеется зазор 110 для прохода окислителя.The chamber 95 of the gas generator 9 includes an outer casing 108 and an inner shell 109, between which there is a gap 110 for the passage of the oxidizing agent.

На распределителе окислителя 96 выполнены отверстия 111 для подачи избыточного компонента в зону смешения 98. Вдоль оси камеры 95 выполнен патрубок окислителя 112.Openings 111 are made on the oxidizer distributor 96 for supplying an excess component to the mixing zone 98. An oxidizer tube 112 is made along the axis of the chamber 95.

Основные камеры сгорания 11 имеют устройства воспламенения 113, а газогенераторы 9 имеют устройства воспламенения 39 (фиг. 8).The main combustion chambers 11 have ignition devices 113, and gas generators 9 have ignition devices 39 (Fig. 8).

Описание газогенератора двигателя НК-33Description of the gas generator engine NK-33

Как упоминалось ранее, для предложенного газотурбинного двигателя 7 может быть применен газогенератор двигателя НК-33. Подробное описание газогенератора 9 двигателя НК 33 приведено в патенте РФ на изобретение №2179256, МПК A02K9/24, опубл. 10.02.2002 г.As previously mentioned, for the proposed gas turbine engine 7, a gas generator of the NK-33 engine can be used. A detailed description of the gas generator 9 of the NK 33 engine is given in the patent of the Russian Federation for invention No. 2179256, IPC A02K9 / 24, publ. 02/10/2002

Далее приведено описание газогенератора двигателя НК-33 (фиг. 13…15). Газогенератор 9 имеет головку 94. Распределитель окислителя 96, расположенный по оси газогенератора 9, содержит цилиндр 115 с полостью окислителя 116, смесительные элементы 117 и 118 в виде полых цилиндров 119, закрытых шатровыми головками 120 и перфорированных отверстиями 121. Перед каждым смесительным элементом 117 и 118 выполнены отверстия 122. Смесительные элементы 117 и 118 расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа.The following is a description of the gas generator of the NK-33 engine (Fig. 13 ... 15). The gas generator 9 has a head 94. The oxidizer distributor 96, located along the axis of the gas generator 9, contains a cylinder 115 with an oxidizer cavity 116, mixing elements 117 and 118 in the form of hollow cylinders 119, closed by tent heads 120 and perforated holes 121. Before each mixing element 117 and 118 holes 122 are made. The mixing elements 117 and 118 are staggered, and their height decreases with the gas flow.

Между огневым днищем 102 и смесительными элементами 117 и 118 могут быть расположены радиальные перфорированные пластины 123 с каналами 124 подачи окислителя из полости 116 в полость камеры 95 газогенератора 9.Between the fire bottom 102 and the mixing elements 117 and 118, radial perforated plates 123 with oxidizer supply channels 124 from the cavity 116 into the cavity of the chamber 95 of the gas generator 9 can be arranged.

Распределитель окислителя 96 закрыт днищем 125 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища 102, а в месте перехода цилиндра 115 в днище 125 и в вершине усеченного конуса выполнены отверстия 126 и 127.The oxidizer distributor 96 is closed by the bottom 125 in the form of a truncated cone facing the apex towards the firing bottom 102, and holes 126 and 127 are made at the transition point of the cylinder 115 in the bottom 125 and at the top of the truncated cone.

На головке 94 под углом к оси газогенератора 9 установлено по меньшей мере одно запальное устройство 40 (свеча лазерного воспламенения), которая соединена энергетическими связями 41 с энергетическим блоком 42 (или с блоком накачки для свеч лазерного воспламенения).At least one ignition device 40 (laser spark plug) is installed on the head 94 at an angle to the axis of the gas generator 9, which is connected by energy connections 41 to the energy block 42 (or to the pump block for laser spark candles).

Подробное описание газогенератора двигателя РД-180Detailed description of the gas generator of the RD-180 engine

В качестве газогенератора 9 для предложенного газотурбинного двигателя 7 может быть применен и газогенератор двигателя РД-180 (фиг. 16).As a gas generator 9 for the proposed gas turbine engine 7, a gas generator of the RD-180 engine can also be used (Fig. 16).

Газогенератор 9 содержит силовую оболочку 128, выполненную сферообразной, жестко связанный с ней выходной патрубок 129, выполненный конусообразным, и крышку 130, имеющую втулку 131 на ее внутренней поверхности и жестко связанную с силовой оболочкой 128 со стороны, противоположной выходному патрубку 129. Огневое днище 132 со сквозными камерами 133 неподвижно установлено во втулке 134 с образованием полости 135 между огневым днищем 132 и крышкой 130. Проставка 136 установлена в силовой оболочке 129 с образованием между ними кольцевой полости 137 и закреплена одним концом с выходным патрубком 129, а другим - с наружной поверхностью втулки 131.The gas generator 9 contains a power shell 128 made spherical, rigidly connected with it, the outlet pipe 129, made conical, and a cover 130 having a sleeve 131 on its inner surface and rigidly connected with the power shell 128 from the side opposite to the outlet pipe 129. Fire bottom 132 with through cameras 133 is fixedly mounted in the sleeve 134 with the formation of a cavity 135 between the firing bottom 132 and the cover 130. The spacer 136 is installed in the power shell 129 with the formation of an annular cavity 137 between them and fixed one m with an outlet end 129, and the other - with the outer surface of the sleeve 131.

Оболочка 138 огневой камеры 139 расположена внутри проставки 136 и выходного патрубка 129. В полости 136 между крышкой 130 и огневым днищем 132 размещены смесительные модули 140, каждый из которых имеет корпус 141 с соосно расположенными в нем топливным каналом 142, кольцевым каналом окислителя 143 и смесительной камерой 144. Корпус 141 закреплен со стороны топливного канала 142 в крышке 130, а со стороны смесительной камеры 144. Патрубок подвода горючего 145 закреплен в крышке 130 с образованием топливной полости 146, а патрубок подвода окислителя 147 закреплен в средней части силовой оболочки 128 и сообщен с ее кольцевой полостью 137 (фиг. 16). Полость 146 сообщается со смесительными модулями 140 каналами 148.The shell 138 of the fire chamber 139 is located inside the spacer 136 and the outlet pipe 129. In the cavity 136 between the cover 130 and the fire bottom 132 there are mixing modules 140, each of which has a housing 141 with the fuel channel 142 aligned with it, the annular channel of the oxidizer 143 and the mixing the chamber 144. The housing 141 is fixed on the side of the fuel channel 142 in the cover 130, and on the side of the mixing chamber 144. The nozzle for supplying fuel 145 is fixed in the cover 130 with the formation of the fuel cavity 146, and the nozzle for supplying oxidizer 147 is fixed in the middle th power jacket portion 128 and communicates with an annular cavity 137 (FIG. 16). The cavity 146 communicates with the mixing modules 140 channels 148.

Кольцевая полость 137 силовой оболочки 128 сообщена с полостью 97 между крышкой 130 и огневым днищем 132 окнами 147, выполненными во втулке 134, и сообщает патрубок подвода окислителя 147 с кольцевыми каналами окислителей 143 смесительных модулей 140. Между оболочкой 138 и выходным патрубком 129 канал охлаждения имеет выход 149 внутрь огневой камеры 139.The annular cavity 137 of the power shell 128 is in communication with the cavity 97 between the cover 130 and the fire bottom 132 of the windows 147 made in the sleeve 134, and communicates the oxidizer supply pipe 147 with the oxidant oxidation channels 143 of the mixing modules 140. The cooling channel has a bore between the shell 138 and the outlet pipe 129 exit 149 inside the fire chamber 139.

РЕАКТИВНОЕ СОПЛОJet nozzle

На газотурбинном двигателе 7 может быть применено реактивное сопло 8 с управляемым вектором тяги (фиг. 17). Такие сопла известны, например, из патентов РФ на полезные модели №21220, МПК F02K 1/05, опубл. 27.12.2001 г. и №105683, МПК F02K 1/12, опубл. 27.12.2010 г., однако их применение в ракетной технике предложено впервые. Реактивное сопло 8 содержит створки 150, соединенные с ними гидроцилиндры 151 и канал охлаждения 152, предназначенный для охлаждения гидроцилиндров 151, управляющих вектором тяги реактивного сопла 8.On a gas turbine engine 7, a jet nozzle 8 with a controlled thrust vector can be used (FIG. 17). Such nozzles are known, for example, from patents of the Russian Federation for utility models No. 21220, IPC F02K 1/05, publ. December 27, 2001 and No. 105683, IPC F02K 1/12, publ. 12/27/2010, however, their use in rocketry was proposed for the first time. The jet nozzle 8 comprises flaps 150, hydraulic cylinders 151 connected to them, and a cooling channel 152 designed to cool the hydraulic cylinders 151 controlling the thrust vector of the jet nozzle 8.

УПРАВЛЕНИЕ ПО КРЕНУROLL MANAGEMENT

Управление по крену осуществляют блоки крена 18, прикрепленные к боковым блокам 3. Блок сопел крена 18 (фиг. 18) содержит трехходовой кран 153 с приводом 154. К трехходовому крану 153 прикреплены два оппозитно установленных сопла крена 155.The roll control is carried out by the roll blocks 18 attached to the side blocks 3. The block of nozzles of the roll 18 (Fig. 18) contains a three-way valve 153 with a drive 154. Two oppositely installed roll nozzles 155 are attached to the three-way valve 153.

СИСТЕМА НАДДУВА БАКОВTANK CHARGING SYSTEM

Система наддува бака окислителя 17 приведена на фиг. 19 и содержит трубопровод наддува 157 с клапаном наддува 158. Трубопровод наддува 157 присоединен к выходу из газогенератора 9, т.е. наддув осуществляется газогенераторным газом, содержащим 90…95% кислорода.The oxidizer tank pressurization system 17 is shown in FIG. 19 and comprises a boost pipe 157 with a boost valve 158. The boost pipe 157 is connected to the outlet of the gas generator 9, i.e. pressurization is carried out by a gas-generating gas containing 90 ... 95% oxygen.

Наддув баков горючего осуществляется гелием. Система наддува бака горючего 16 на фиг. 1…19 не показана.Fuel tank pressurization is carried out by helium. The pressurization system of the fuel tank 16 in FIG. 1 ... 19 is not shown.

РАБОТА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ВОЗВРАЩЕНИИ СТУПЕНИWORK OF A GAS TURBINE ENGINE WHEN RETURNING A STEP

При работе ГТД 7 осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от источника энергии (на фиг. 1…19 не показано). Потом включают привод 85 топливного насоса 84 (фиг. 11) и топливный насос 84 подает топливо в топливный коллектор 59 основной камеры сгорания 11 и далее через топливные форсунки 58 внутрь жаровой трубы 56, где оно воспламеняется при помощи запального устройства 39 (или свечи лазерного воспламенения). Рабочие колеса 53 турбины 49 раскручиваются и раскручивают через вал 54 рабочие колеса 51 компрессора 47. Реактивное сопло 8 создает тягу. При этом направление вектора тяги можно изменять для управления возвращаемой ступенью. При увеличении расхода газогенераторного газа через основную камеру сгорания 11 реактивная тяга значительно возрастает, что недостижимо в известных газотурбинных двигателях.When GTE 7 is operating, it is started by supplying electricity to the starter from an energy source (not shown in Fig. 1 ... 19). Then, the drive 85 of the fuel pump 84 is switched on (FIG. 11) and the fuel pump 84 delivers the fuel to the fuel manifold 59 of the main combustion chamber 11 and then through the fuel nozzles 58 into the flame tube 56, where it is ignited using the ignition device 39 (or a laser spark plug) ) The impellers 53 of the turbine 49 are untwisted and untwisted through the shaft 54, the impellers 51 of the compressor 47. The jet nozzle 8 creates a thrust. In this case, the direction of the thrust vector can be changed to control the return stage. With an increase in the flow rate of gas-generating gas through the main combustion chamber 11, the jet thrust increases significantly, which is unattainable in known gas turbine engines.

Изменение режима работы газотурбинного двигателя 7 в высотных условиях осуществляется регулятором расхода 82 (фиг. 9), а при полете летательного аппарата, оборудованного таким двигателем в плотных слоях атмосферы, при помощи привода 66 насоса 65. Подача горючего и окислителя в газогенератор 9 может быть значительно уменьшена или полностью прекращена.Changing the operating mode of the gas turbine engine 7 in high-altitude conditions is carried out by the flow regulator 82 (Fig. 9), and during the flight of an aircraft equipped with such an engine in dense atmospheric layers, using the drive 66 of the pump 65. The supply of fuel and oxidizer to the gas generator 9 can be significantly reduced or completely discontinued.

При переходе первой ступени 1 (возвращаемой после вывода полезной нагрузки на орбиту), оборудованной указанным газотурбинным двигателем 7 (или несколькими двигателями) в более плотные слои атмосферы отключают газогенератор 9, для этого перекрывают отсечные клапаны 79 и 81 и прекращают подачу окислителя и горючего и газотурбинный двигатель 7 переходит на использование в качестве окислителя атмосферного воздуха, что более экономично.When the first stage 1 (returned after putting the payload into orbit), equipped with the specified gas turbine engine 7 (or several engines), is switched over to the denser layers of the atmosphere, the gas generator 9 is turned off, shut-off valves 79 and 81 are closed for this purpose, and the flow of oxidizer and fuel and gas turbine are stopped engine 7 switches to the use of atmospheric air as an oxidizing agent, which is more economical.

Для управления в полете в режиме возвращения ступени 1 ракеты-носителя применяют блоки сопел крена 18, работающих на генераторном газе (фиг. 18).To control in flight in the mode of returning stage 1 of the launch vehicle, the nozzle blocks of the roll 18 operating on generator gas are used (Fig. 18).

Для окончательного выключения газотурбинного двигателя 7 прекращают подачу топлива насосом 65. В качестве топлива может использоваться то же горючее, которое используется в ДРД 6 и газогенераторе 9.For the final shutdown of the gas turbine engine 7, the fuel supply to the pump 65 is cut off. The same fuel used in the DRD 6 and gas generator 9 can be used as fuel.

Естественно, что в случае применения многоступенчатых ракет-носителей возвращаемой может быть выполнена не только первая ступень, но и последующие ступени. Применение изобретения позволило:Naturally, in the case of the use of multi-stage return rockets, not only the first stage, but also the subsequent stages can be performed. The application of the invention allowed:

1. Обеспечить работоспособность газотурбинного авиационного двигателя на очень больших высотах (более 30000 м и в космосе) и для управления многоцелевыми летательными аппаратами, способными маневрировать как в космосе, так и в плотных слоях атмосферы.1. To ensure the operability of a gas turbine aircraft engine at very high altitudes (more than 30,000 m in space) and to control multipurpose aircraft capable of maneuvering both in space and in dense layers of the atmosphere.

2. Значительно повысить форсажную тягу газотурбинного двигателя за счет применения газогенератора.2. Significantly increase the afterburner thrust of a gas turbine engine through the use of a gas generator.

3. Улучшить надежность запуска газотурбинного двигателя, особенно в высотных условиях, за счет использования при запуске горячего газогенераторного газа и свеч лазерного воспламенения.3. To improve the reliability of starting a gas turbine engine, especially in high-altitude conditions, due to the use of laser ignition candles when starting a hot gas-generating gas.

4. Обеспечить многоразовость запуска ЖРД и ГТД за счет применения на них многоразовых запальных устройств (электрических или лазерных).4. To ensure multiple launch of the rocket engine and gas turbine engine through the use of reusable ignition devices on them (electric or laser).

5. Обеспечить работоспособность газотурбинного двигателя в космических условиях при полном отсутствии воздуха, необходимого для работы основной камеры сгорания.5. Ensure the efficiency of the gas turbine engine in space conditions in the complete absence of air necessary for the operation of the main combustion chamber.

6. Обеспечить управление летательным аппаратом по углам тангажа, рыскания и крена.6. Provide control of the aircraft in pitch, yaw and roll angles.

ЛИТЕРАТУРАLITERATURE

1. Ю.П. Семенов, Г.Е. Лозино-Лозинский, В.Л. Лапыгин, В.А. Тимченко и др. Многоразовый орбитальный корабль «Буран». М., «Машиностроение», 1995 г., 448 с.1. Yu.P. Semenov, G.E. Lozino-Lozinsky, V.L. Lapygin, V.A. Timchenko and others. Reusable orbiter "Buran". M., "Engineering", 1995, 448 S.

Claims

1. The return stage of the launch vehicle containing the fuselage, oxidizer and fuel tanks, wings and at least one liquid rocket engine, characterized in that four side blocks are attached to the fuselage, in which gas turbine engines and oxidizer tanks are installed, all gas turbine engines have a nozzle with a controlled thrust vector, a main combustion chamber and a gas generator connected to the main combustion chamber; air intakes are made in the upper part of the side blocks.

2. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the gas turbine engine contains an annular manifold in front of the main combustion chamber, to which the gas duct is connected, and the annular manifold cavity communicates with the air path through openings or nozzles.

3. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the gas turbine engine comprises, in front of the main combustion chamber, an annular perforated manifold connected to the gas duct and installed inside the air duct.

4. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the gas turbine engine comprises an annular collector in front of the main combustion chamber.

5. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the main combustion chamber contains at least one ignition device.

6. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the gas generator comprises at least one ignition device.

7. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the gas generator is connected by pipelines of the oxidizer and fuel to a turbopump unit having fuel pumps, an oxidizer and a turbine.

8. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that it comprises blocks of roll nozzles mounted on the side blocks and connected by pipelines to the gas duct of one or more liquid rocket engines.