RU2742515C1 - Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя - Google Patents
Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2742515C1 RU2742515C1 RU2019144837A RU2019144837A RU2742515C1 RU 2742515 C1 RU2742515 C1 RU 2742515C1 RU 2019144837 A RU2019144837 A RU 2019144837A RU 2019144837 A RU2019144837 A RU 2019144837A RU 2742515 C1 RU2742515 C1 RU 2742515C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- outlet
- inlet
- ramjet
- combustion chamber
- central body
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
- F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической техники и может быть использовано для создания многоразовых ракетных комплексов. Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) состоящий из внутреннего и наружного корпуса установленных коаксиально и соединенных между собой с помощью пилонов, образующих профилированный канал осесимметричного воздухозаборника, установленного во входной части профилированного канала, коллектора горючего с форсунками и стабилизатора пламени, установленных во внутренней полости кольцевой камеры сгорания, образованной внутренним и наружным корпусом, и в выходной части которой установлено укороченное центральное тело штыревого сопла ПВРД, а подача горючего к форсункам осуществляется с помощью турбонасосного агрегата, включающего в себя центробежный насос, вход которого соединен с выходом бака горючего, и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, выход которой соединен с коллектором горючего, причем во внутренней полости кольцевой камеры сгорания расположено теплообменное устройство, вход которого соединен с выходом центробежного насоса, а выход - с входом турбины, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), расположенный во внутренней полости центрального тела штыревого сопла ПВРД. Неохлаждаемые огневые стенки кольцевой камеры сгорания и укороченное центральное тело штыревого сопла выполнены из углерод-углеродного композитного материала (УУКМ). Изобретение обеспечивает улучшение массово-габаритных характеристик летательного аппарата за счет использования комбинированной силовой установки и в качестве окислителя - кислорода воздуха на начальном участке полета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для создания многоразовых ракетных комплексов космического назначения.
Известен комбинированный двигатель летательного аппарата содержащий сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, который оканчивается дозвуковым расширяющимся диффузором, компрессор, окислительный газогенератор для повышения температуры газа, вращающую компрессор турбину и камеру сгорания с авторегулируемым соплом, выполненным охлаждаемым (патент РФ №2693951, МПК: F02К 7/16, F02К 7/143).
Основным недостатком известного комбинированного двигателя летательного аппарата является использование кислорода из атмосферного воздуха на всей траектории полета.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка и улучшение массово-габаритных характеристик летательного аппарата, например, ракеты-носителя за счет использования комбинированной силовой установки и в качестве окислителя кислорода воздуха на начальном участке полета.
Решение поставленной задачи достигается тем, что предлагаемая комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) состоящий из внутреннего и наружного корпусов установленных коаксиально и соединенных между собой с помощью пилонов, образующих профилированный канал, осесимметричного воздухозаборника установленного во входной части профилированного канала, коллектора горючего с форсунками и стабилизатора пламени установленных во внутренней полости кольцевой камеры сгорания, расположенной за воздухозаборником, образованной внутренним и наружным корпусами, в выходной части которой установлено укороченное центральное тело штыревого сопла ПВРД, а подача горючего к форсункам осуществляется с помощью турбонасосного агрегата включающего в себя центробежный насос вход которого соединен с выходом бака горючего, и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом и выход которой соединен с коллектором горючего, причем во внутренней полости кольцевой камеры сгорания расположено теплообменное устройство вход которого соединен с выходом центробежного насоса а выход со входом турбины, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), расположенный во внутренней полости центрального тела штыревого сопла ПВРД. В варианте изобретения неохлаждаемые огневые стенки кольцевой камеры сгорания и укороченное центральное тело штыревого сопла могут быть выполнены из углерод-углеродного композитного материала (УУКМ)
Предлагаемая конструкция комбинированной силовой установки многоразовой первой ступени ракеты-носителя, за счет своих отличительных признаков, обеспечивает решение поставленной технической задачи - улучшение массово-габаритных характеристик ракеты-носителя.
Сущность изобретения иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже.
Предлагаемая комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя содержит ПВРД 1 и ЖРД 2.
ПВРД 1 состоит из внутреннего корпуса 3 и наружного корпуса 4, установленных коаксиально и соединенных между собой с помощью пилонов 5 и 6, образующих профилированный канал, осесимметричного воздухозаборника 7, установленного во входной части профилированного канала, коллектора горючего 8 с форсунками 9 и стабилизатора пламени 10, установленных во внутренней полости кольцевой камеры сгорания 11, образованной корпусами 3 и 4, в выходной части которой установлено укороченное центральное тело 12 штыревого сопла ПВРД 1. При этом неохлаждаемые огневые стенки 13, 14 кольцевой камеры сгорания 11 и укороченное центральное тело 12 штыревого сопла, могут быть выполнены из УУКМ.
Подача горючего к форсункам 9 осуществляется с помощью турбонасосного агрегата 15, включающего в себя центробежный насос 16 вход которого соединен с выходом бака горючего 17, и турбину 18, расположенную на одном валу с центробежным насосом 16 и выход которой соединен с коллектором горючего 8.
Во внутренней полости кольцевой камеры сгорания 11 расположено теплообменное устройство 19 вход которого соединен с выходом центробежного насоса 16, а выход - со входом турбины 18.
ЖРД 2 расположен во внутренней полости центрального тела 12 штыревого сопла ПВРД 1 и соединен с выходами бака окислителя 20 и бака горючего 17.
Предложенная комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя работает следующим образом.
В момент запуска ракеты-носителя производится подача компонентов топлива из бака окислителя 20 и бака горючего 17 в ЖРД 2 и осуществляется его запуск. При достижении ракетой-носителем скорости, обеспечивающей устойчивую работу ПВРД 1, горючее из бака горючего 17 подается на вход центробежного насоса 16 турбонасосного агрегата 15 и далее в теплообменное устройство 19, где оно газифицируется. Газообразное горючее из теплообменного устройства 19 поступает на вход турбины 18 и приводит ее во вращение. После срабатывания на турбине 18 горючее поступает в коллектор горючего 8 и далее через форсунки 9 во внутреннюю полость кольцевой камеры сгорания 11, где оно смешивается с воздухом, поступающим из атмосферы через осесимметричны воздухозаборник 7, и сгорает. Полученные продукты сгорания поступают через пилоны 6 в атмосферу, где они расширяются, обтекая наружную поверхность укороченного центрального тела 12 штыревого сопла, создавая тягу. При выходе ПВРД 1 на номинальный режим работы подается команда на выключение ЖРД 2. На начальном этапе полета в плотных слоях атмосферы ЖРД 2 носит вспомогательную функцию - выполняет роль стартового ускорителя. Создание необходимых для достижения заданной траектории полета летательного аппарата параметров - скорости и ускорения на этом участке обеспечивается ПВРД 1, использующим для своей работы кислород воздуха.
При достижении заданной высоты и скорости полета ракеты-носителя подается команда на выключение ПВРД 1 и осуществляется повторный запуск ЖРД 2.
В заданный момент происходит подача команды на выключение ЖРД 2 и производится отделение многоразовой первой ступени ракеты-носителя. После отделения многоразовая первая ступень ракеты-носителя осуществляет посадку на взлетно-посадочную полосу аэродрома.
Использование предложенного технического решения позволит улучшить массово-габаритные характеристики ракет-носителей, в том числе предназначенных для многократного применения.
Claims (2)
1. Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя содержащая прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), состоящий из внутреннего и наружного корпусов, установленных коаксиально и соединенных между собой с помощью пилонов, образующих профилированный канал осесимметричного воздухозаборника, установленного во входной части профилированного канала, коллектора горючего с форсунками и стабилизатора пламени, установленных во внутренней полости кольцевой камеры сгорания, образованной внутренним и наружным корпусами, в выходной части которой установлено укороченное центральное тело штыревого сопла ПВРД, а подача горючего к форсункам осуществляется с помощью турбонасосного агрегата, включающего в себя центробежный насос, вход которого соединен с выходом бака горючего, и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, выход которой соединен с коллектором горючего, причем во внутренней полости кольцевой камеры сгорания расположено теплообменное устройство, вход которого соединен с выходом центробежного насоса, а выход – с входом турбины, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), расположенный во внутренней полости центрального тела штыревого сопла ПВРД.
2. Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что неохлаждаемые огневые стенки кольцевой камеры сгорания и укороченное центральное тело штыревого сопла выполнены из углерод-углеродного композитного материала (УУКМ).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019144837A RU2742515C1 (ru) | 2019-12-29 | 2019-12-29 | Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019144837A RU2742515C1 (ru) | 2019-12-29 | 2019-12-29 | Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2742515C1 true RU2742515C1 (ru) | 2021-02-08 |
Family
ID=74554530
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019144837A RU2742515C1 (ru) | 2019-12-29 | 2019-12-29 | Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2742515C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115329467A (zh) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 中国人民解放军63921部队 | 基于典型特征的重复使用火箭发动机判别方法和装置 |
| GB2618623A (en) * | 2022-05-12 | 2023-11-15 | Desmond Lewis Stephen | Reduced weight increased performance intake for reduced velocity ramjet |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5101622A (en) * | 1983-12-23 | 1992-04-07 | Rolls-Royce Plc | Aerospace propulsion |
| RU2106511C1 (ru) * | 1992-12-30 | 1998-03-10 | Ермишин Александр Викторович | Ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа |
| RU2648480C2 (ru) * | 2013-01-18 | 2018-03-26 | Эйрбас Дифенс Энд Спейс Сас | Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя |
| RU2693951C1 (ru) * | 2018-07-31 | 2019-07-08 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Комбинированный двигатель летательного аппарата |
-
2019
- 2019-12-29 RU RU2019144837A patent/RU2742515C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5101622A (en) * | 1983-12-23 | 1992-04-07 | Rolls-Royce Plc | Aerospace propulsion |
| FR2686654A1 (fr) * | 1983-12-23 | 1993-07-30 | Bond Alan | Ameliorations dans la propulsion aerospatiale. |
| RU2106511C1 (ru) * | 1992-12-30 | 1998-03-10 | Ермишин Александр Викторович | Ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа |
| RU2648480C2 (ru) * | 2013-01-18 | 2018-03-26 | Эйрбас Дифенс Энд Спейс Сас | Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя |
| RU2693951C1 (ru) * | 2018-07-31 | 2019-07-08 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Комбинированный двигатель летательного аппарата |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2618623A (en) * | 2022-05-12 | 2023-11-15 | Desmond Lewis Stephen | Reduced weight increased performance intake for reduced velocity ramjet |
| CN115329467A (zh) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 中国人民解放军63921部队 | 基于典型特征的重复使用火箭发动机判别方法和装置 |
| CN115329467B (zh) * | 2022-10-13 | 2023-01-24 | 中国人民解放军63921部队 | 基于典型特征的重复使用火箭发动机判别方法和装置 |
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 | |
| US10690089B2 (en) | TRREN exhaust nozzle-M-spike turbo ram rocket | |
| US7509797B2 (en) | Thrust vectoring missile turbojet | |
| US20030192303A1 (en) | Integrated bypass turbojet engines for aircraft and other vehicles | |
| US10012177B2 (en) | Engine comprising a rocket combustion chamber and a heat exchanger | |
| US20080128547A1 (en) | Two-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion | |
| US20060242962A1 (en) | Self powered missile turbojet | |
| AU2003299459A1 (en) | Integrated bypass turbojet engines for aircraft and other vehicles | |
| RU2742515C1 (ru) | Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя | |
| CN112797442A (zh) | 旋转爆轰燃烧的方法和系统 | |
| US8281567B2 (en) | Deployable rocket engine in a combination jet and rocket engine | |
| RU2410291C1 (ru) | Сверхзвуковая ракета с двигателем на порошкообразном металлическом горючем | |
| RU173530U1 (ru) | Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата | |
| RU2603305C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя | |
| RU2602656C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя, способ ее работы и газотурбинный двигатель | |
| RU2380651C1 (ru) | Многоступенчатая зенитная ракета | |
| US4713823A (en) | Pre-combustion integrated Ram airbreathing laser | |
| 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 | |
| RU2287076C1 (ru) | Двигательная установка для гиперзвукового летательного аппарата | |
| RU2380647C1 (ru) | Многоступенчатая крылатая ракета | |
| RU2609547C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее работы | |
| RU2609549C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее работы | |
| RU2378158C1 (ru) | Гиперзвуковой самолет и ракетная двигательная установка самолета | |
| RU2744736C1 (ru) | Многоразовая первая ступень ракеты-носителя |