RU2609549C1 - Return stage of rocket vehicle and method of its operation - Google Patents

Return stage of rocket vehicle and method of its operation Download PDF

Info

Publication number
RU2609549C1
RU2609549C1 RU2015148143A RU2015148143A RU2609549C1 RU 2609549 C1 RU2609549 C1 RU 2609549C1 RU 2015148143 A RU2015148143 A RU 2015148143A RU 2015148143 A RU2015148143 A RU 2015148143A RU 2609549 C1 RU2609549 C1 RU 2609549C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas
combustion chamber
return stage
launch vehicle
main combustion
Prior art date
Application number
RU2015148143A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2015148143A priority Critical patent/RU2609549C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2609549C1 publication Critical patent/RU2609549C1/en

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14Space shuttles

Abstract

FIELD: transportation; aviation.
SUBSTANCE: return stage of a rocket vehicle comprises a body, oxidant and fuel tanks, wings, and at least one liquid propellant system and at least two control engines. Two side units with GTE are attached to the body. An ozone generator may be installed inside the main combustion chamber directly upstream a mixing header. The main combustion chamber may contain at least one ignition device. The method of operation of the return stage of the rocket vehicle includes its speed-up in the active area of the trajectory with the help of the LPS, control with the help of control engines and return with the help of two GTEs. GTEs are started in the rarefied atmospheric slices using auxiliary gas generators operating with excess oxidant and compensating lack of atmospheric air for GTE operation. Generator gas prior to supply to the main combustion chamber is ozonized. When flying in the dense atmospheric slices, auxiliary gas generators are switched off.
EFFECT: provision of reliable operation of a return stage and operation of GTE at high altitudes.
11 cl, 22 dwg

Description

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.The group of inventions relates to rocket technology and can be applied to reusable returnable 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 корабль 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 тангажем 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 ship makes a non-propulsion 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 parts of 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, especially 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 В 64G 1/14, опубл. 10.05.2013 г.Known launch vehicle according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2482030, IPC B 64G 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 устройства и способа.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 device and method.
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 тангажем 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.
Это достигается тем, что в способе работы возвращаемой ступени ракеты-носителя, включающем ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД и управление при помощи рулевых камер и возвращение при помощи двух ГТД. Согласно изобретению ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательный газогенератор, компенсирующий нехватку атмосферного воздуха для работы ГТД, а при полете в плотных слоях атмосферы вспомогательные газогенераторы выключают.This is achieved by the fact that in the method of operation of the return stage of the launch vehicle, including its acceleration in the active section of the trajectory by means of the liquid propellant rocket engine and control by means of steering chambers and return by means of two gas turbine engines. According to the invention, gas turbine engines are launched in rarefied atmospheric layers using an auxiliary gas generator that compensates for the lack of atmospheric air for gas turbine engine operation, and when flying in dense atmospheric layers, auxiliary gas generators are turned off.
Это также достигается тем, что в возвращаемой ступени ракеты-носителя, содержащей фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель, согласно изобретению к фюзеляжу прикреплены два боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели, которые имеют основную камеру сгорания и вспомогательный газогенератор, соединенный с основной камерой сгорания, а в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники.This is also achieved by the fact that in the return stage of the launch vehicle containing the fuselage, oxidizer and fuel tanks, wings and at least one liquid rocket engine, according to the invention, two side blocks are attached to the fuselage in which gas turbine engines are installed that have a main chamber combustion and auxiliary gas generator connected to the main combustion chamber, and 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.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.
Газотурбинные двигатели могут быть оборудованы соплом с управляемым вектором тяги.Gas turbine engines can be equipped with a nozzle with a controlled thrust vector.
Сущность изобретения поясняется фиг. 1…22, где:The invention is illustrated in FIG. 1 ... 22, 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, в процессе приземления, вид А,- in FIG. 2 shows the appearance of the returned 1st stage in the projection from the bottom, in the process of landing, view A,
на фиг. 3 приведен внешний вид возвращаемой 1-й ступени в проекции с нижнего торца, в процессе полета, вид А,in FIG. 3 shows the appearance of the returned 1st stage in the projection from the bottom, during the flight, view A,
- на фиг. 4 приведен внешний вид четырехкамерного ЖРД,- in FIG. 4 shows the appearance of a four-chamber rocket engine,
- на фиг. 5 приведен вид однокамерного ЖРД,- in FIG. 5 shows a view of a single-chamber rocket engine
- на фиг. 6 приведен разрез В-В,- in FIG. 6 shows a section bb,
- на фиг. 7 приведен разрез С-С,- in FIG. 7 shows a section CC
- на фиг. 8 приведена конструкция маршевого двигателя - ЖРД,- in FIG. 8 shows the design of the main engine - LRE,
- на фиг. 9 приведен озонатор,- in FIG. 9 is an ozonizer,
- на фиг. 10 приведен вспомогательный ТНА,- in FIG. 10 shows an auxiliary TNA,
- на фиг. 11 приведена конструкция газотурбинного двигателя,- in FIG. 11 shows the design of a gas turbine engine,
- на фиг. 12 приведена схема подачи компонентов топлива в газотурбинный двигатель,- in FIG. 12 shows a diagram of the supply of fuel components to a gas turbine engine,
на фиг. 13 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, первый вариант,in FIG. 13 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, the first option,
- на фиг. 14 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, второй вариант,- in FIG. 14 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, the second option,
- на фиг. 15 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, третий вариант,- in FIG. 15 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, the third option,
- на фиг. 16 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, четвертый вариант,- in FIG. 16 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, the fourth option,
- на фиг. 17 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, пятый вариант,- in FIG. 17 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, the fifth option,
- на фиг. 18 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, шестой вариант,- in FIG. 18 shows a diagram of the supply of gas generating gas into the main combustion chamber, a sixth embodiment,
- на фиг. 19 приведена принципиальная схема газогенератора,- in FIG. 19 is a schematic diagram of a gas generator,
- на фиг. 20 приведен вид С,- in FIG. 20 shows view C,
- на фиг. 21 приведено реактивное сопло с регулируемым вектором тяги,- in FIG. 21 shows a jet nozzle with an adjustable thrust vector,
- на фиг. 22 приведена система наддува бака окислителя.- in FIG. 22 shows an oxidizer tank pressurization system.
Ракета-носитель (фиг. 1…22) может содержать не менее одной ступени. В дальнейшем описание ракеты-носителя составлено на примере двухступенчатой ракеты с одной (первой) возвращаемой ступенью.The launch vehicle (Fig. 1 ... 22) 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.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬCARRIER ROCKET
Ракета-носитель (фиг. 1…22) содержит возвращаемую ступень 1 с центральным фюзеляжем 2 и соединенные с ней соосно с ней два боковых блока 3, выполненные в одной плоскости.The carrier rocket (Fig. 1 ... 22) contains a return stage 1 with a central fuselage 2 and two side blocks 3 connected to it coaxially with it, made in the same plane.
Возвращаемая ступень 1 содержит прикрепленные к боковым блокам 3 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 двигателей (сокращенно - ЖРД) - 6 и не менее двух рулевых двигателей 7 в каждом боковом блоке 3 (двигатель типа малоразмерного ЖРД) и два газотурбинных двигателя (сокращенно ГТД) 8, установленных по одному в боковых ступенях 3.The return stage 1 contains wings 4 attached to the side blocks 3, which are arrow-shaped and are installed in the middle part 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 several liquid- rocket engines (abbreviated as LRE) - 6 and at least two steering engines 7 in each side block 3 (engine of the type of small LRE) and two gas turbine engines (abbreviated as gas turbine engine) 8, installed one at a time in the lateral stages 3.
Жидкостных ракетных двигателей 6 в возвращаемой ступени 1 может быть установлено или один, или несколько. Возможна установка одного или нескольких четырехкамерных ЖРД 6 (фиг. 3) или несколько однокамерных, например 4 однокамерных ЖРД 6 (фиг. 2-6). Примеры четырехкамерного и однокамерного ЖРД 6 приведены на фиг. 4 и 5.Liquid rocket engines 6 in the return stage 1 can be installed either one or more. It is possible to install one or more four-chamber rocket engines 6 (Fig. 3) or several single-chamber, for example 4 single-chamber rocket engines 6 (Fig. 2-6). Examples of four-chamber and single-chamber rocket engines 6 are shown in FIG. 4 and 5.
Возвращаемая ступень 1 содержит переднее шасси 9 и два задних шасси 10. Переднее шасси 9 в момент старта находится внутри корпуса 2, а задние шасси 10 - в боковых блоках 3 и выпускаются при посадке (фиг. 2 и 3).The return stage 1 contains the front chassis 9 and two rear chassis 10. The front chassis 9 at the time of start is inside the housing 2, and the rear chassis 10 is in the side blocks 3 and are released when landing (Fig. 2 and 3).
В центральном фюзеляже установлены один или несколько ЖРД 6 и рулевые двигатели 7 (фиг. 6)In the central fuselage installed one or more liquid propellant rocket engines 6 and steering engines 7 (Fig. 6)
Особенностью газотурбинного двигателя 8 является наличие вспомогательного газогенератора 11, который газоводом 12 соединен с газотурбинным двигателем 8 (фиг. 7).A feature of the gas turbine engine 8 is the presence of an auxiliary gas generator 11, which is connected by a gas duct 12 to the gas turbine engine 8 (Fig. 7).
Вспомогательный газогенератор 11 является важным и необходимым элементом ГТД 8 для обеспечения его работоспособности на любых высотах, его конструкция и возможные варианты выполнения описаны ниже. Для питания вспомогательного газогенератора горючим и окислителем предназначен дополнительный ТНА 13 (турбонасосный агрегат). Внутри газовода 12 установлен озонатор 14.The auxiliary gas generator 11 is an important and necessary element of the gas turbine engine 8 to ensure its operability at any altitudes, its design and possible embodiments are described below. To supply the auxiliary gas generator with fuel and oxidizer, an additional TNA 13 (turbopump unit) is intended. An ozonator 14 is installed inside the gas duct 12.
ЖРД 6 (фиг. 8) содержит ТНА 15. ЖРД 6 установлены на силовой раме 16. Внутри центрального фюзеляжа 2 установлены бак окислителя 17 и бак горючего 18 (фиг. 7). К баку окислителя 17 присоединен трубопровод окислителя 19, а к баку горючего 18 - трубопровод горючего 20.LRE 6 (Fig. 8) contains TNA 15. LRE 6 are mounted on the power frame 16. Inside the central fuselage 2, an oxidizer tank 17 and a fuel tank 18 are installed (Fig. 7). An oxidizer pipe 19 is connected to the oxidizer tank 17, and a fuel pipe 20 is connected to the fuel tank 18.
Также в верхней части боковых ступеней 3 выполнены воздухозаборники 21, соединенные воздушным трактом с входами в ГТД 8 (фиг. 6).Also, in the upper part of the side steps 3, air intakes 21 are made, connected by an air path to the entrances to the gas turbine engine 8 (Fig. 6).
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬLIQUID ROCKET ENGINE
Жидкостный ракетный двигатель 6 (фиг. 8) содержит камеру сгорания 22 и ТНА 15, подстыкованный к камере сгорания 22 посредством газовода 23. На ТНА 15 установлен газогенератор 24.The liquid rocket engine 6 (Fig. 8) contains a combustion chamber 22 and TNA 15, coupled to the combustion chamber 22 by means of a gas duct 23. A gas generator 24 is installed on the TNA 15.
ТНА 15 содержит, в свою очередь, турбину 25, насос окислителя 26 и насос горючего 27. Турбонасосный агрегат 15 может содержать дополнительный насос горючего 28. Выход из насоса горючего 27 соединен трубопроводом 29 с входом в дополнительный насос горючего 28 (при его наличии). Камера сгорания 22 содержит головку 30 и сопло 31.TNA 15 contains, in turn, a turbine 25, an oxidizer pump 26 and a fuel pump 27. The turbopump assembly 15 may include an additional fuel pump 28. The outlet of the fuel pump 27 is connected by a pipe 29 to the inlet of the additional fuel pump 28 (if any). The combustion chamber 22 includes a head 30 and a nozzle 31.
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена также на фиг. 8 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 25. Также выход из дополнительного насоса горючего 25 трубопроводом горючего 37, содержащим пускоотсечной клапан горючего 38, соединен с газогенератором 24. На газогенераторе 24, на камере сгорания 21 установлены по меньшей мере по одному запальному устройству 39 и 40 соответственно. Запальные устройства 39 и 40 соединены электрическими связями 41 с энергетическим блоком 42.A possible pneumohydraulic circuit of the LRE is also shown in FIG. 8 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 a gas generator 25. 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 24. On the gas generator 24, on the combustion chamber 21 is installed at least one ignition device 39 and 40 respectively. Ignition devices 39 and 40 are connected by electrical connections 41 to the energy block 42.
Двигатель оборудован блоком управления 43, который электрическими связями 41 соединен с энергетическим блоком 42 и с пускоотсечными клапанами 33, 36 и 38. Особенностью ЖРД 6 является то, что ТНА 15 жестко закреплен на камере сгорания 22.The engine is equipped with a control unit 43, which is electrically connected 41 to the power unit 42 and to the shutoff valves 33, 36 and 38. A feature of the liquid propellant rocket engine 6 is that the TNA 15 is rigidly fixed to the combustion chamber 22.
Для управления по углам тангажа, рыскания и крена при старте и в полете ракеты-носителя применяют не менее двух рулевых двигателей 7, установленных в боковых блоках 3. То есть всего на ракете-носителе применено не менее 4-х рулевых двигателей 7, что достаточно для управления. Фактически рулевые двигатели 7 являются и маршевыми при возвращении возвращаемой ступени 1 на землю.To control the pitch, yaw and roll angles at launch and in flight of the launch vehicle, at least two steering engines 7 installed in the side blocks 3 are used. That is, at least 4 steering engines 7 are used on the launch vehicle, which is enough For driving. In fact, the steering engines 7 are also marching when the returning stage 1 returns to the ground.
Конструкция и схема питания окислителем и горючим рулевых двигателей 7 приведена также на фиг. 8. Главной особенностью рулевых двигателей 7 является то, что каждый из них имеет собственный малоразмерный ТНА 44, с присоединенным к нему электрогенератором 45. Электрогенератор 45 предназначен для обеспечения электроэнергией ракеты-носителя на активном участке траектории.The design and power scheme of the oxidizer and fuel steering engines 7 is also shown in FIG. 8. The main feature of the steering engines 7 is that each of them has its own small-sized TNA 44, with an electric generator 45 connected to it. The electric generator 45 is designed to provide electric power to the launch vehicle in the active section of the trajectory.
К малоразмерному ТНА 44 присоединены трубопровод окислителя 46 и трубопровод горючего 47. К выходу из малоразмерного ТНА 44 присоединен трубопровод окислителя высокого давления 48 с отсечным клапаном окислителя 49 и трубопровод горючего высокого давления 50 с отсечным клапаном горючего 51.An oxidizer 46 pipe and a fuel pipe 47 are connected to a small TNA 44. A high pressure oxidizer pipe 48 with an oxidizer shut-off valve 49 and a high pressure fuel pipe 50 with a fuel shut-off valve 51 are connected to the outlet from the small TNA 44.
Рулевой двигатель 7 закреплен на шарнирной подвеске 52 с возможностью качания в одной плоскости для управления по углам тангажа и крена. По углам рыскания управление ракетой-носителем на активном участке полета осуществляется рассогласованием тяг рулевых двигателей 7.The steering engine 7 is mounted on an articulated suspension 52 with the possibility of swinging in one plane for control at pitch and roll angles. At the yaw angles, the control of the launch vehicle in the active flight section is carried out by the mismatch of the steering engine rods 7.
Рулевые двигатели 7 (фиг. 8) имеют собственные запальные устройства 53 для повторного включения при возвращении возвращаемой ступени 1 и используются одновременно как маршевые в вакууме и для управления полетом и стабилизации положения возвращаемой ступени 1 при ее возвращении на землю для повторного использования.The steering engines 7 (Fig. 8) have their own ignition devices 53 for re-activation when returning the return stage 1 and are used simultaneously as cruising in a vacuum and to control the flight and stabilize the position of the return stage 1 when it returns to the ground for reuse.
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬGAS TURBINE ENGINE
Газотурбинные двигатели 8 (фиг. 7 и 10) установлены в боковых блоках 3 и содержат, как упоминалось ранее, озонатор 14. Озонатор 14, применяемый для значительно улучшения удельных характеристик ГТД 8 (фиг. 9), содержит корпус 54, внутри которого в рабочей камере 55 установлены два металлических электрода 56 и 57, соединенные силовыми связями 41 с электрогенератором 45.Gas turbine engines 8 (Figs. 7 and 10) are installed in the side blocks 3 and contain, as previously mentioned, an ozonizer 14. Ozonator 14, used to significantly improve the specific characteristics of a gas turbine engine 8 (Fig. 9), contains a housing 54, inside of which there is a working the chamber 55 has two metal electrodes 56 and 57 connected by power connections 41 to an electric generator 45.
Кроме того, ГТД 8 (фиг. 10) содержит корпус 58, входное устройство 59, компрессор 60, воздушный тракт 61, основную камеру сгорания 62, турбину 63 и реактивное сопло 64. Компрессор 60 содержит направляющие аппараты 65 и рабочие колеса 66, турбина 63 содержит сопловые аппараты 67 и рабочие колеса 68. Компрессор 60 и турбина 63, точнее их рабочие колеса 66 и 68 соединены валом 69. Валов 69 может быть два или три в зависимости от конструкции газотурбинного двигателя 8. Вал 69 установлен на опорах 70 и 17.In addition, the gas turbine engine 8 (Fig. 10) includes a housing 58, an input device 59, a compressor 60, an air duct 61, a main combustion chamber 62, a turbine 63 and a jet nozzle 64. The compressor 60 includes guiding devices 65 and impellers 66, a turbine 63 contains nozzle apparatuses 67 and impellers 68. Compressor 60 and turbine 63, more precisely, their impellers 66 and 68 are connected by shaft 69. Shafts 69 may be two or three depending on the design of the gas turbine engine 8. Shaft 69 is mounted on supports 70 and 17.
Основная камера сгорания 62 (фиг. 10) содержит жаровую трубу 72, форсуночную плиту 73 с топливными форсунками 74 и топливным коллектором 75. Под жаровой трубой 72 установлен внутренний кожух 76, между которым и жаровой трубой 72 выполнен внутренний канал 77. Между жаровой трубой 72 и корпусом 68 выполнен внешний канал 78. Внутренний и внешний каналы 77 и 78 предназначены для ввода воздуха (или газогенераторного газа) из воздушного тракта 61 внутрь жаровой трубы 72 через отверстия 79, выполненные в ней, а также для охлаждения самой жаровой трубы 72.The main combustion chamber 62 (Fig. 10) contains a flame tube 72, a nozzle plate 73 with fuel nozzles 74 and a fuel manifold 75. Under the flame tube 72, an inner casing 76 is installed, between which and the flame tube 72 there is an internal channel 77. Between the flame tube 72 and an external channel 78 is made by the housing 68. The internal and external channels 77 and 78 are for introducing air (or gas-generating gas) from the air path 61 into the flame tube 72 through openings 79 made therein, as well as for cooling the flame tube 72 itself.
Газотурбинный двигатель 8 (фиг. 10) имеет систему топливоподачи, содержащую топливопровод низкого давления 80, топливный насос 81, имеющий привод 82, топливопровод высокого давления 83, вход которого соединен с топливным насосом 81, а выход через отсечной клапан 84 соединен с топливным коллектором 75, который соединен с топливными форсунками 74 основной камеры сгорания 62.The gas turbine engine 8 (Fig. 10) has a fuel supply system comprising a low pressure fuel pipe 80, a fuel pump 81 having an actuator 82, a high pressure fuel pipe 83, the input of which is connected to the fuel pump 81, and the output through the shut-off valve 84 is connected to the fuel manifold 75 which is connected to the fuel nozzles 74 of the main combustion chamber 62.
Газотурбинный двигатель 8 оборудован системами подачи горючего и окислителя от бака окислителя 16 и бака горючего 17 и дополнительным турбонасосным агрегатом 15. Кроме того, газотурбинный двигатель 8 обязательно оборудован вспомогательным газогенератором 11, который газоводом 12 через озонатор 14 соединен с воздушным трактом 61 до основной камеры сгорания 62.The gas turbine engine 8 is equipped with fuel and oxidizer supply systems from the oxidizer tank 16 and the fuel tank 17 and an additional turbopump unit 15. In addition, the gas turbine engine 8 is necessarily equipped with an auxiliary gas generator 11, which through the ozonizer 14 is connected to the air path 61 through the ozonizer 14 to the main combustion chamber 62.
Дополнительный турбонасосный агрегат 13 (фиг. 11) содержит корпус 85, установленные на валу 86 насос горючего 87, насос окислителя 88, турбину 89 и второй электрогенератор 90. Второй электрогенератор 90 предназначен для питания потребителей электрической энергией возвращаемой ступени 1 и в первую очередь озонатора 14 при посадке возвращаемой ступени 1 на землю. Пилотируемый полет может продолжаться несколько часов.The additional turbopump assembly 13 (Fig. 11) contains a housing 85 mounted on a shaft 86 a fuel pump 87, an oxidizer pump 88, a turbine 89 and a second electric generator 90. The second electric generator 90 is designed to supply consumers with electric energy of the return stage 1 and primarily the ozonizer 14 when landing return stage 1 on the ground. A manned flight can last several hours.
Более подробно схема подключения дополнительного турбонасосного агрегата в пневмогидросхему ГТД 8 приведена на фиг. 12. Выход из бака окислителя 16 соединен трубопроводом окислителя 90, содержащим клапан окислителя 91, с насосом окислителя 85, а выход из бака горючего 17 трубопроводом горючего 91, содержащим клапан горючего 92, соединен с входом в насос горючего 88. Выход из насоса окислителя 87 трубопроводом высокого давления окислителя 94, содержащим отсечной клапан окислителя 95, соединен с входом в газогенератор 12. Выход из насоса горючего 88 трубопроводом горючего высокого давлении 96, содержащим отсечной клапан 97 и регулятор расхода 98, соединен с входом во вспомогательный газогенератор 11. Выход вспомогательного газогенератора 11 соединен с входом в турбину 89, а выход из турбины 89 газоводом 12 через озонатор 15 соединен с коллектором смешения 99 и с газовыми форсунками 100, установленными в воздушном тракте 57 перед основной камерой сгорания 58.In more detail, the connection diagram of the additional turbopump assembly in the gas turbine hydraulic circuit 8 is shown in FIG. 12. The exit from the oxidizer tank 16 is connected by the oxidizer pipe 90 containing the oxidizer valve 91 to the oxidizer pump 85, and the exit from the fuel tank 17 by the fuel pipeline 91 containing the fuel valve 92 is connected to the entrance to the fuel pump 88. The exit from the oxidizer pump 87 the oxidizer high pressure pipe 94 containing the shut-off valve of the oxidizer 95 is connected to the inlet of the gas generator 12. The output from the fuel pump 88 the high-pressure fuel pipe 96 containing the shut-off valve 97 and the flow controller 98 is connected to the inlet to the auxiliary gatelny gasifier 11. The auxiliary gas generator 11 is connected to the turbine inlet 89 and outlet 89 from the turbine 12 through gazovodom ozonizer 15 is connected to the mixing manifold 99 and with gas nozzles 100 installed in the air path 57 upstream of the main combustion chamber 58.
Организация подвода генераторного газа с избытком окислителя и его активация является важнейшим элементом предложенной конструкции ГТД 8. Возможны несколько вариантов исполнения соединения газовода 12 с воздушным трактом 61 (фиг. 13…18).The organization of the supply of generator gas with an excess of oxidizing agent and its activation is the most important element of the proposed design of the gas turbine engine 8. There are several options for connecting the gas duct 12 to the air path 61 (Fig. 13 ... 18).
На фиг. 13 приведен первый вариант соединения газовода 12 с воздушным трактом 61. На корпусе 58 газотурбинного двигателя 8 в районе воздушного тракта 61 выполнен кольцевой коллектор 101, полость 102 которого отверстиями 103 соединена с воздушным трактом 61 ГТД 8.In FIG. 13 shows the first embodiment of connecting the gas duct 12 to the air path 61. An annular manifold 101 is made on the casing 58 of the gas turbine engine 8 in the region of the air path 61, the cavity 102 of which is connected by openings 103 to the air path 61 of the turbine engine 8.
На фиг. 14 приведен второй вариант также с кольцевым коллектором 101, полость 102 которого отверстиями 103 сообщается с радиальными патрубками 104, которые перфорированы по всей высоте отверстиями 105 для более равномерного ввода генераторного газа в воздух, проходящий в воздушном тракте 61.In FIG. 14, the second variant is also shown with an annular manifold 101, the cavity 102 of which is connected by openings 103 with radial nozzles 104, which are perforated along the entire height with openings 105 for more uniform introduction of the generator gas into the air passing through the air duct 61.
На фиг. 15 приведен третий вариант. По этому варианту в воздушном тракте 61 установлен внутренний кольцевой коллектор 106, имеющий полость 107 и отверстия 108. К внутреннему кольцевому коллектору 106 присоединен газовод 12. Этот вариант обеспечивает более равномерную подачу генераторного газа в основную камеру сгорания 62 ГТД 8. Это необходимо, чтобы обеспечить равномерное температурное поле на входе в турбину 63 и предотвратить местный перегрев деталей рабочих колес 68.In FIG. 15 shows the third option. According to this option, an internal annular manifold 106 is installed in the air path 61, having a cavity 107 and openings 108. A gas duct 12 is connected to the inner annular manifold 106. This option provides a more uniform supply of generator gas to the main combustion chamber 62 of the turbine engine 8. This is necessary to ensure uniform temperature field at the inlet to turbine 63 and prevent local overheating of impeller parts 68.
На фиг. 16 приведен четвертый вариант. В газоводе 12 непосредственно перед коллектором смешения 99 установлен озонатор 14. Приближение ионизатора 14 к камере сгорания 62 уменьшает время, потребное для подачи озона в камеру сгорания 62. Это необходимо, потому что время жизни молекул озона ограничено.In FIG. 16 shows the fourth option. An ozonator 14 is installed in the gas duct 12 immediately in front of the mixing manifold 99. The approach of the ionizer 14 to the combustion chamber 62 reduces the time required to supply ozone to the combustion chamber 62. This is necessary because the life time of the ozone molecules is limited.
На фиг. 17 приведен пятый вариант. В нем совмещены ионизатор 14 и коллектор смешения 99. Электроды 56 и 57 установлены внутри коллектора смешения 99, это дополнительно приближает ионизатор 14 к основной камере сгорания 62.In FIG. 17 shows the fifth option. It combines the ionizer 14 and the mixing manifold 99. The electrodes 56 and 57 are installed inside the mixing manifold 99, this further brings the ionizer 14 closer to the main combustion chamber 62.
На фиг. 18 приведен шестой вариант. Озонатор 12 выполнен в воздушной тракте 61 после коллектора смешения 99. Электроды 56 и 57 выполнены концентричными и озонируют не только генераторный газ, но и основной поток воздуха в воздушном тракте 61.In FIG. 18 shows the sixth option. The ozonator 12 is made in the air path 61 after the mixing manifold 99. The electrodes 56 and 57 are concentric and ozonize not only the generator gas, but also the main air stream in the air path 61.
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЙ ГАЗОГЕНЕРАТОР ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯAUXILIARY GAS GENERATOR OF A GAS TURBINE ENGINE
Для предложенного газотурбинного двигателя 8 вспомогательный газогенератор 11 может быть специально спроектирован или использован доведенный газогенератор жидкостных ракетных двигателей НК-33. Принципиальная схема вспомогательного газогенератора 11 показана на фиг. 19 и 20. Вспомогательный газогенератор 11 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 8, the auxiliary gas generator 11 can be specially designed or used brought the gas generator of liquid rocket engines NK-33. A schematic diagram of the auxiliary gas generator 11 is shown in FIG. 19 and 20. The auxiliary gas generator 11 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.
Вспомогательный газогенератор 11 содержит (фиг. 19) головку 109, камеру 110, распределитель окислителя (избыточного компонента) 111, установленный вдоль оси камеры 110.The auxiliary gas generator 11 comprises (Fig. 19) a head 109, a chamber 110, an oxidizer (excess component) distributor 111 mounted along the axis of the chamber 110.
Камера 110 содержит две зоны: зону горения 112 и зону смешения 113. Первая из них предназначена для сгорания двух компонентов при оптимальном соотношении, а вторя - для подмешивания окислителя с целью выработки генераторного газа с избытком окислителя для компенсации недостатка воздуха на больших высотах полета.The chamber 110 contains two zones: a combustion zone 112 and a mixing zone 113. The first one is designed to burn two components at the optimum ratio, and the second one is to mix the oxidizer to produce generator gas with an excess of oxidizer to compensate for the lack of air at high altitudes.
Головка 109 содержит переднее днище 114 с патрубком подвода горючего 115, среднее днище 116, огневое днище 117, форсунки окислителя 118, форсунки горючего 119. Между передним 114 и средним 116 днищами образована полость 120 для подвода горючего к форсункам горючего 119, а между огневым днищем 117 и средним днищем 116 образована полость 121 для подвода окислителя к форсункам окислителя 118. В среднем днище 116 выполнены пазы 122 для подвода окислителя в полость 121. Камера 110 вспомогательного газогенератора 11 содержит наружный корпус 123 и внутреннюю оболочку 124, между которыми имеется зазор 125 для прохода окислителя. На распределителе окислителя 111 выполнены отверстия 126 для подачи избыточного компонента в зону смешения 112. Вдоль оси камеры 110 выполнен патрубок окислителя 127.The head 109 comprises a front bottom 114 with a fuel supply nozzle 115, a middle bottom 116, a fire bottom 117, an oxidizer nozzle 118, a fuel nozzle 119. A cavity 120 is formed between the front 114 and the middle 116 bottom for supplying fuel to the fuel nozzles 119, and between the fire bottom 117 and a middle bottom 116, a cavity 121 is formed for supplying the oxidizing agent to the oxidizer nozzles 118. On the average bottom 116, grooves 122 are made for supplying the oxidizing agent to the cavity 121. The chamber 110 of the auxiliary gas generator 11 comprises an outer casing 123 and an inner shell 124, between There is a gap 125 for the passage of the oxidizing agent. Openings 126 are provided on the oxidizer distributor 111 for supplying an excess component to the mixing zone 112. An oxidizer nozzle 127 is formed along the axis of the chamber 110.
Вспомогательные газогенераторы 11 имеют устройства воспламенения 128 (фиг. 19). Основные камеры сгорания 62 имеют устройства воспламенения 129 (фиг. 13…18).Auxiliary gas generators 11 have ignition devices 128 (FIG. 19). The main combustion chambers 62 have ignition devices 129 (Fig. 13 ... 18).
РЕАКТИВНОЕ СОПЛОJet nozzle
На газотурбинном двигателе 8 может быть применено реактивное сопло 64 с управляемым вектором тяги (фиг. 21). 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 64 содержит створки 130, соединенные с ними гидроцилиндры 131 и канал охлаждения 132, предназначенный для охлаждения гидроцилиндров 131, управляющих вектором тяги реактивного сопла 64.On the gas turbine engine 8, a jet nozzle 64 with a controlled thrust vector can be used (FIG. 21). 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 64 comprises flaps 130, hydraulic cylinders 131 connected to them, and a cooling channel 132 for cooling the hydraulic cylinders 131 controlling the thrust vector of the jet nozzle 64.
СИСТЕМА НАДДУВА БАКОВTANK CHARGING SYSTEM
Система наддува бака окислителя 17 приведена на фиг. 22 и содержит трубопровод наддува 133 с клапаном наддува 134. Трубопровод наддува 133 присоединен к выходу из вспомогательного газогенератора 11, т.е. наддув осуществляется газогенераторным газом, содержащим 90…95% кислорода. Наддув баков горючего осуществляется гелием. Система наддува бака горючего 18 на фиг. 1…22 не показана.The oxidizer tank pressurization system 17 is shown in FIG. 22 and comprises a boost line 133 with a boost valve 134. The boost line 133 is connected to the outlet of the auxiliary gas generator 11, i.e. pressurization is carried out by a gas-generating gas containing 90 ... 95% oxygen. Fuel tank pressurization is carried out by helium. The pressurization system of the fuel tank 18 in FIG. 1 ... 22 is not shown.
РАБОТА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ЗАПУСКЕ И ВОЗВРАЩЕНИИ ВОЗВРАЩАЕМОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯGAS-TURBINE ENGINE OPERATION AT STARTING AND RETURNING THE RETURNED STAGE OF THE ROCKER-CARRIER
При запуске ракеты-носителя одновременно запускают все двигатели: ЖРД 6, рулевые двигатели 7 и ГТД 8. При этом вспомогательные газогенераторы 11, обслуживающие ГТД 8, не работают (фиг. 1).When the launch vehicle is launched, all engines are simultaneously launched: the liquid propellant rocket engine 6, the steering engines 7 and the gas turbine engine 8. However, the auxiliary gas generators 11 serving the gas turbine engine 8 do not work (Fig. 1).
При выходе ракеты-носителя в разреженные слои атмосферы (на высоте 10…30 км) включают вспомогательные газогенераторы 11 для компенсации недостатка воздуха, поступающего на вход в ГТД 8. Одновременно включают озонаторы 15, в которых кислород частично превращается в озон. Окислительные свойства озона в 80 раз лучше, чем у кислорода, поэтому увеличивается полнота сгорания горючего в основной камере сгорания 60 и улучшаются его удельные характеристики и уменьшается расход топлива.When the launch vehicle enters the rarefied atmospheric layers (at an altitude of 10 ... 30 km), auxiliary gas generators 11 are included to compensate for the lack of air entering the gas turbine engine 8. At the same time, ozonizers 15 are turned on, in which oxygen is partially converted into ozone. The oxidizing properties of ozone are 80 times better than that of oxygen; therefore, the completeness of combustion of fuel in the main combustion chamber 60 increases and its specific characteristics improve and fuel consumption decreases.
Это является чрезвычайно важным, так как топливо поднимается на орбиту и опускается в плотные слои атмосферы.This is extremely important, as the fuel rises into orbit and descends into the dense layers of the atmosphere.
При выходе ракеты-носителя в вакуум ГТД 8 выключают. ЖРД 6 и рулевые двигатели 7 продолжают работу до завершения программы полета на активном участке траектории, после чего они выключаются. Отсоединяют вышестоящие ступени или полезную нагрузку, после чего включают рулевые двигатели 7 и направляют возвращаемую ступень 1 к земле. При входе в разреженные слои атмосферы (на высоте от 30 до 10 км) включают ГТД 8 с одновременным включением обслуживающих их вспомогательных газогенераторов 11.When the launch vehicle enters the vacuum, the GTE 8 is turned off. LRE 6 and steering engines 7 continue to work until the completion of the flight program in the active section of the trajectory, after which they turn off. The higher stages or the payload are disconnected, after which the steering engines 7 are turned on and the return stage 1 is directed to the ground. At the entrance to the rarefied layers of the atmosphere (at an altitude of 30 to 10 km), the gas turbine engine 8 is turned on with the simultaneous inclusion of auxiliary gas generators 11 serving them.
Для этого осуществляют запуск двух ГТД 8 путем подачи электроэнергии на стартер от источника энергии (на фиг. 1…18 не показано). Одновременно включают привод 78 топливного насоса 77 (фиг. 19) и топливный насос 77 подает топливо в топливный коллектор 71 основной камеры сгорания 58 и далее через топливные форсунки 70 внутрь жаровой трубы 68, где оно воспламеняется при помощи устройства воспламенения 125. Рабочие колеса 64 турбины 59 раскручиваются и раскручивают через вал 65 рабочие колеса 62 компрессора 56. Реактивное сопло 60 создает тягу.For this, two gas-turbine engines 8 are launched by supplying electricity to the starter from an energy source (not shown in Fig. 1 ... 18). At the same time, the drive 78 of the fuel pump 77 (Fig. 19) is turned on and the fuel pump 77 delivers fuel to the fuel manifold 71 of the main combustion chamber 58 and then through the fuel nozzles 70 into the flame tube 68, where it is ignited by the ignition device 125. The turbine impellers 64 59, the impellers 62 of the compressor 56 are untwisted and untwisted through the shaft 65. The jet nozzle 60 generates thrust.
Практически одновременно или через 20-30 сек запускают вспомогательные газогенераторы 11, обслуживающие ГТД 8. Для этого открывают пускоотсечные клапаны 87 и 89 и подают окислитель и горючее во вспомогательные газогенераторы 11, где воспламеняют при помощи устройства воспламенения 125 (фиг. 9). Газогенераторный газ проходит через турбину 85 и поступает через озонатор 15 и коллектор смешения 95 в газовые форсунки 96, в воздушный тракт 61 перед основной камерой сгорания 62 для компенсации недостатка воздуха, предназначенного для нормальной работы ГТД 8. В этом режиме управление возвращаемой ступенью 1 осуществляют рулевые двигатели 7.Almost simultaneously or after 20-30 seconds, auxiliary gas generators 11 serving the gas turbine engine are started 8. For this, the shut-off valves 87 and 89 are opened and oxidizer and fuel are supplied to the auxiliary gas generators 11, where they are ignited using an ignition device 125 (Fig. 9). The gas-generating gas passes through the turbine 85 and enters through the ozonizer 15 and the mixing manifold 95 into the gas nozzles 96, into the air path 61 in front of the main combustion chamber 62 to compensate for the lack of air designed for normal operation of the gas turbine engine 8. In this mode, the steering stage 1 is controlled by steering engines 7.
При переходе возвращаемой ступени 1 в плотные слои атмосферы (на высоте 3…4 км) выключают вспомогательные газогенераторы 11, и ГТД 8 продолжают работать, используя только скоростной напор атмосферного воздуха, поступающего через воздухозаборники 21 (фиг. 7 и 9).Upon transition of the return stage 1 to the dense layers of the atmosphere (at an altitude of 3 ... 4 km), auxiliary gas generators 11 are turned off, and the turbine engine 8 continues to operate using only the high-pressure head of atmospheric air entering through the air intakes 21 (Figs. 7 and 9).
Если применено реактивное сопло 60 с управляемым вектором тяги (фиг. 21), его можно использовать для управления возвращаемой ступенью. При этом рулевые двигатели 7 выключают.If a thrust vectoring nozzle 60 is used (FIG. 21), it can be used to control the return stage. In this case, the steering engines 7 are turned off.
Изменение режима работы газотурбинного двигателя 8 в высотных условиях осуществляется регулятором расхода 93 (фиг. 10), а при полете летательного аппарата, оборудованного таким двигателем, в плотных слоях атмосферы - при помощи привода 78 насоса 77. Подача горючего и окислителя во вспомогательный газогенератор 11 может быть значительно уменьшена или полностью прекращена.The change in the operating mode of the gas turbine engine 8 in high-altitude conditions is carried out by the flow regulator 93 (Fig. 10), and when flying an aircraft equipped with such an engine in dense atmospheric layers — by means of the drive 78 of the pump 77. The supply of fuel and oxidizer to the auxiliary gas generator 11 may be significantly reduced or completely discontinued.
При переходе первой ступени в более плотные слои атмосферы отключают вспомогательный газогенератор 11, для этого перекрывают отсечные клапаны 87 и 89 и прекращают подачу окислителя и горючего, и газотурбинный двигатель 8 переходит на использование в качестве окислителя атмосферного воздуха, что более экономично.When the first stage moves to denser atmospheric layers, the auxiliary gas generator 11 is turned off, for this, shut-off valves 87 and 89 are shut off and the oxidizer and fuel supply is shut off, and the gas turbine engine 8 switches to the use of atmospheric air as an oxidizer, which is more economical.
Для управления в полете и частично в режиме возвращения первой ступени 1 ракеты-носителя применяют рулевые двигатели 7 (фиг. 18).To control in flight and partially in the mode of returning the first stage 1 of the launch vehicle, steering engines 7 are used (Fig. 18).
Посадка возвращаемой ступени 1 выполняется на взлетно-посадочную полосу ВПП на аэродроме. Для этого выпускают шасси 9 и 10 (фиг. 2). Для окончательного выключения газотурбинного двигателя 8 после посадки первой ступени 1 прекращают подачу топлива насосом 77.Landing of the return stage 1 is performed on the runway at the aerodrome. To do this, produce the chassis 9 and 10 (Fig. 2). For the final shutdown of the gas turbine engine 8 after landing the first stage 1, the fuel supply to the pump 77 is stopped.
Естественно, что в случае применения многоступенчатых ракет-носителей возвращаемой может быть выполнена не только первая ступень, но и последующие ступени.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.
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Обеспечить надежное возвращение одной или нескольких ступеней ракет-носителей для повторного использования.1. Ensure the reliable return of one or more stages of launch vehicles for reuse.
2. Обеспечить работоспособность газотурбинного авиационного двигателя на очень больших высотах (более 30000 м и в космосе).2. Ensure the operability of a gas turbine aircraft engine at very high altitudes (more than 30,000 m in space).
3. Значительно повысить тягу газотурбинного двигателя за счет применения вспомогательного газогенератора.3. Significantly increase the thrust of the gas turbine engine through the use of auxiliary gas generator.
4. Улучшить надежность запуска газотурбинного двигателя, особенно в высотных условиях за счет использования при запуске горячего газогенераторного газа и устройств воспламенения многократного использования.4. To improve the reliability of starting a gas turbine engine, especially in high-altitude conditions due to the use of hot gas-generating gas and reusable ignition devices when starting up.
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 управление ракетой-носителем по углам тангажа, рыскания и крена, как на активном участке траектории, так и при возвращении.5. Ensure control of the launch vehicle in pitch, yaw and roll angles, both in the active part of the trajectory and upon return.
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 (11)

1. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель, и не менее двух рулевых двигателей, отличающаяся тем, что к фюзеляжу прикреплены два боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели, которые имеют основную камеру сгорания и вспомогательный газогенератор, соединенный через коллектор смешения с основной камерой сгорания газоводом, в котором установлен озонатор, а в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники.1. The return stage of the launch vehicle containing the fuselage, oxidizer and fuel tanks, wings and at least one liquid rocket engine, and at least two steering engines, characterized in that two side blocks are attached to the fuselage in which gas turbine engines are installed, which have a main combustion chamber and an auxiliary gas generator connected through a mixing manifold to the main combustion chamber by a gas duct in which an ozonizer is installed, and air intakes are made in the upper part of the side blocks.
2. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что подвод окислителя и горючего к вспомогательному газогенератору выполнен через дополнительный ТНА, в состав которого входит электрогенератор.2. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the oxidant and fuel are supplied to the auxiliary gas generator through an additional thermal unit, which includes an electric generator.
3. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что озонатор установлен внутри камеры сгорания непосредственно перед коллектором смешения.3. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the ozonizer is installed inside the combustion chamber immediately in front of the mixing manifold.
4. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками.4. 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 cavity of the annular manifold communicates with the air path through openings or nozzles.
5. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта.5. 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.
6. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель, содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор.6. 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.
7. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что основная камера сгорания содержит по меньшей мере одно запальное устройство.7. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the main combustion chamber contains at least one ignition device.
8. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газогенератор содержит по меньшей мере одно запальное устройство.8. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the gas generator comprises at least one ignition device.
9. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что вспомогательный газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.9. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the auxiliary gas generator is connected by pipelines of the oxidizer and fuel to a turbopump unit having fuel pumps, an oxidizer and a turbine.
10. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что газотурбинные двигателя оборудованы соплом с управляемым вектором тяги.10. The return stage of the launch vehicle according to claim 1, characterized in that the gas turbine engines are equipped with a nozzle with a controlled thrust vector.
11. Способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя, включающий ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД и управление при помощи рулевых двигателей и возвращение при помощи двух ГТД, отличающийся тем, что ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательные газогенераторы, работающие с избытком окислителя и компенсирующие нехватку атмосферного воздуха для работы ГТД, генераторный газ перед подачей в основную камеру сгорания озонируют, а при полете в плотных слоях атмосферы вспомогательные газогенераторы выключают.11. The method of operation of the return stage of the launch vehicle, including its acceleration in the active part of the trajectory by means of a rocket engine and steering by means of steering engines and return by two gas turbine engines, characterized in that the gas turbine engine is launched in rarefied atmospheric layers using auxiliary gas generators working with excess oxidizing agent and compensating for the lack of atmospheric air for gas turbine engine operation, the generator gas is ozonized before being fed into the main combustion chamber, and auxiliary gas generators when flying in dense atmospheric layers tori turn off.
RU2015148143A 2015-11-09 2015-11-09 Return stage of rocket vehicle and method of its operation RU2609549C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015148143A RU2609549C1 (en) 2015-11-09 2015-11-09 Return stage of rocket vehicle and method of its operation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015148143A RU2609549C1 (en) 2015-11-09 2015-11-09 Return stage of rocket vehicle and method of its operation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2609549C1 true RU2609549C1 (en) 2017-02-02

Family

ID=58457464

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015148143A RU2609549C1 (en) 2015-11-09 2015-11-09 Return stage of rocket vehicle and method of its operation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2609549C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2750825C1 (en) * 2020-02-24 2021-07-05 Андрей Владимирович Иванов Launch vehicle with universal upper stage and propulsion system for it

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5014508A (en) * 1989-03-18 1991-05-14 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh Combination propulsion system for a flying craft
US6612522B1 (en) * 1998-03-17 2003-09-02 Starcraft Boosters, Inc. Flyback booster with removable rocket propulsion module
RU2442727C1 (en) * 2010-09-20 2012-02-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Reusable missile and aircraft unit and way to return it to spaceport
RU2495799C1 (en) * 2012-08-15 2013-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Shuttlecraft
RU155146U1 (en) * 2014-11-18 2015-09-20 Валерий Дмитриевич Дудышев Gas pumping unit

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5014508A (en) * 1989-03-18 1991-05-14 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh Combination propulsion system for a flying craft
US6612522B1 (en) * 1998-03-17 2003-09-02 Starcraft Boosters, Inc. Flyback booster with removable rocket propulsion module
RU2442727C1 (en) * 2010-09-20 2012-02-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Reusable missile and aircraft unit and way to return it to spaceport
RU2495799C1 (en) * 2012-08-15 2013-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Shuttlecraft
RU155146U1 (en) * 2014-11-18 2015-09-20 Валерий Дмитриевич Дудышев Gas pumping unit

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2750825C1 (en) * 2020-02-24 2021-07-05 Андрей Владимирович Иванов Launch vehicle with universal upper stage and propulsion system for it

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7762077B2 (en) Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion
US6966174B2 (en) Integrated bypass turbojet engines for air craft and other vehicles
US20030192304A1 (en) Integrated bypass turbojet engines for aircraft and other vehicles
WO2004092567A2 (en) Integrated bypass turbojet engines for aircraft and other vehicles
US20080128547A1 (en) Two-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion
RU2669220C2 (en) Engine
RU2384473C2 (en) Hypersonic airplane with combat air craft laser
RU2674832C2 (en) Engine
RU2366593C1 (en) Military-space airplane with aviation-based fighting laser
RU2609549C1 (en) Return stage of rocket vehicle and method of its operation
RU2602656C1 (en) Return carrier rocket stage, method of its operation and gas turbine engine
RU2609539C1 (en) Rocket vehicle, return stage of rocket vehicle and method of its launch upon return and system of helicopter pick-up of return stage
RU2603305C1 (en) Return carrier rocket stage
RU173530U1 (en) Powerplant hypersonic aircraft
RU2609664C1 (en) Return stage of rocket vehicle, method of its operation and gas turbine engine
RU2380651C1 (en) Multistaged air-defense missile
KR20150094606A (en) Combined steering and drag-reduction device
RU2380282C1 (en) Hypersonic aircraft and onboard combat laser
RU2609547C1 (en) Return stage of rocket vehicle and method of its operation
US4007892A (en) Aircraft flight method and apparatus for boosting an aircraft to a very high altitude and thereafter boosting the aircraft to a high rate of forward speed
RU2410291C1 (en) Supersonic missile with powdered metallic fuel engine
US9249758B2 (en) Propulsion assembly and method
RU2378158C1 (en) Hypersonic aircraft and its jet engine
KR20090073642A (en) Novel propulsion system combined with bipropellant rocket using hydrogen peroxide gas generator and operating method of the same
US8281567B2 (en) Deployable rocket engine in a combination jet and rocket engine