ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)

Группа изобретений относится к ракетной технике, в том числе военного и гражданского назначения. Преимущественное применение группы изобретений для зенитных ракет, стартовых ускорителей, верхних ступеней ракет и первых ступеней ракет средней мощности, оснащенных одним однокамерным жидкостным ракетным двигателем - ЖРД.

Известна ракета с твердотопливным ракетным двигателем по патенту РФ на изобретение №2327949, МПК F42B 15/00, опубл. 27.06.2008 г.

Недостаток - низкая скорость движения ракеты и плохая ее управляемость. В случае применения ракетного двигателя твердого топлива невозможно регулировать его силу тяги и очень трудно управлять курсом ракеты.

Известна ракета с ЖРД (жидкостным ракетным двигателем) по св. РФ на полезную модель №93962, МПК F42B 15/00, опубл. 27/06/2008 г. - прототип.

Ракета содержит корпус осесимметричной формы, внутри корпуса которого установлено взрывное устройство, баллон со сжатым воздухом, баки окислителя и горючего, жидкостный ракетный двигатель и систему управления.

Недостатки - относительно небольшая скорость и дальность полета и ограничения в управлении и наведении ракеты и, как следствие, низка точность попадания.

Задачи создания изобретения: повышение скорости движения ракеты, улучшение ее весовых характеристик и увеличение дальности полета.

Решение указанных задач достигнуто в ракете, содержащей корпус осесимметричной формы, внутри которого установлены система управления, баки окислителя и горючего, жидкостный ракетный двигатель, содержащий, в свою очередь, камеру сгоранию, газогенератор и турбонасосный агрегат, отличающаяся тем, что газогенератор и турбонасосный агрегат установлены над камерой сгорания последовательно друг за другом вдоль оси корпуса. Система управления может содержать бортовой компьютер, соединенный с контроллером управления, контроллер управления соединен средствами связи с регуляторами расхода. К бортовому компьютеру средствами связи может быть подключено приемно-передающее устройство с антенной. Система управления может содержать приемник системы глобального позиционирования, подключенный к антенне и к бортовому компьютеру.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе (первый вариант), содержащем камеру сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат с турбиной и насосами, тем, что согласно изобретению газогенератор и турбонасосный агрегат установлены над камерой сгорания последовательно друг над другом вдоль ее оси, причем газогенератор и турбонасосный агрегат выполнены как единый агрегат и содержат сверху вниз газогенератор, турбину, насос окислителя, насос горючего, мультипликатор и дополнительный насос горючего, а выход из турбины соединен с камерой сгорания газоводом.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе (второй вариант), содержащем камеру сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат с турбиной и насосами, тем, что согласно изобретению газогенератор и турбонасосный агрегат установлены последовательно друг над другом над камерой сгорания вдоль ее оси, газогенератор и турбонасосный агрегат выполнены как единый агрегат и содержит сверху вниз дополнительный насос горючего, мультипликатор, насос горючего, газогенератор и турбину, причем выход из турбины соединен с камерой сгорания непосредственно.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…7, где:

на фиг.1 приведена принципиальная схема простейшего варианта ракеты,

на фиг.2 приведен первый вариант схемы ЖРД для ракеты,

на фиг.3 приведен второй вариант схемы ЖРД для ракеты,

на фиг.4 приведен вид ракеты сзади,

на фиг.5 приведена схема ракеты с автономным управлением,

на фиг.6 приведена радиоуправляемая ракета,

на фиг.7 приведена ракета с управлением при помощи системы глобального позиционирования,

Ракета (фиг.1…7) содержит корпус 1 осесимметричной формы, содержащий головную коническую часть 2 нижние стабилизаторы 3 и верхние стабилизаторы 4. Внутри корпуса 1 установлены баки окислителя и горючего 5 и 6. Предпочтительно баки 5 и 6 выполнены торроидальной формы.

Также внутри корпуса 1, вдоль его оси в центральной части установлен ЖРД (жидкостный ракетный двигатель) - 7. Жидкостный ракетный двигатель 7 состоит из камеры сгорания 8 и ТНА 9. Камера сгорания 8 имеет головку 10, цилиндрическую часть 11 и сопло 12 с коллектором 13. На цилиндрической части 11 выполнено силовое кольцо 14, к которому прикреплены силовые штанги 15, другие концы которого соединены с шпангоутом 16.

Турбонасосный агрегат 9 (фиг.1 и 2) содержит турбину 17, насос окислителя 18, насос горючего 19 и дополнительный насос горючего 20. Над ТНА 9 установлен газогенератор 21. ТНА 9 и газогенератор 21 выполнены в виде единого агрегата. Турбина 18 и головка 10 камеры сгорания 8 соединены газоводом 23. ТНА 9 прикреплен к шпангоуту 23 при помощи тяг 24.

Камера сгорания 8 выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внешнюю стенку 25, внутреннюю стенку 26 с зазором 27 между ними. Полость коллектора 13 соединена с зазором 27 и к нему подсоединен трубопровод горючего 28, содержащий клапан горючего 29. Другой конец трубопровода горючего 28 соединен с выходом из насоса горючего 19 (фиг.2). ЖРД 7 оборудован системой продувки, которая содержит баллон инертного газа 30, трубопровод продувки 31 с клапаном продувки 32. Трубопровод продувки 31 присоединен к коллектору 13.

Ракета оборудована четырьмя управляющими соплами 33 (фиг.1, 2 и 3). Управляющие сопла 33 работают на «кислом» газе, т.е. продуктах сгорания в газогенераторе 21 с избытком окислителя, но имеющих относительно большую температуру от 500 до 700°С. Для этого к основной турбине 17 (к входу или выходу) присоединен трубопровод отбора газа 34, содержащий регуляторы расхода 35.

Выход насоса окислителя 19 трубопроводом окислителя 36, содержащим клапан окислителя 37, соединен с входом в газогенератор 21. Выход из дополнительного насоса горючего 20 трубопроводом 38, содержащим регулятор расхода 39 и клапан высокого давления 40, соединен с входом в газогенератор 21.

Бак окислителя 5 ракетным трубопроводом 41, содержащим ракетный клапан 42 соединен с ТНА 9, конкретно с входом в насос окислителя 19, аналогично бак горючего 6 ракетным трубопроводом 43, содержащим ракетный клапан 44, соединен с ТНА 9, конкретно с входом в насос горючего 15.

На камере сгорания 8 установлены запальные устройства 45, а на ТНА 9 - запальные устройства 46.

Баки окислителя и горючего 5 и 6 (фиг.1) оборудованы системами наддува, которые содержат баллон сжатого воздуха 47. Бак окислителя 5 трубопроводом наддува 48, содержащим клапан наддува 49, соединен с баллоном сжатого воздуха 47, аналогично бак горючего 6 трубопроводом надува 50, содержащим клапан наддува 51, соединен с баллоном сжатого воздуха 47.

Кроме того, ракета имеет систему управления, содержащую бортовой компьютер 52, соединенный электрической связью 53 с контроллером управления 54. В систему управления входят приемно-передающее устройство 55, к которому присоединена антенна 56, и приемное устройство системы дистанционного позиционирования 57, к которому электрической связью 53 присоединена антенна 58. В систему входят спутники 59, связь с которыми осуществляется по радиоканалу 60.

К контроллеру управления 54 присоединены датчики, в том числе акселерометр 61 и магнетометр 62. Акселерометр 61 и магнетометр 62 - для измерения углов ориентации ракеты в полете (фиг.1, 2 и 7).

К бортовому компьютеру 52 электрическими связями 53 подключены запальные устройства 45 и 46, предпочтительно пирозапальные, клапан горючего 29, клапан окислителя 38, регулятора расхода 39, клапан высокого давления 40.

В конической головной части 2 установлена полезная нагрузка 63.

Для дистанционного управления (фиг.1, 2 и 8) используется пульт управления 64, который электрической связью 53 соединен с приемно-передающим устройством 65, к которому присоединена антенна 66.

На фиг.7 и 8 приведены два варианта ТНА 9.

ТНА 9 первый вариант (фиг.7) имеет вал 67 и дополнительный вал 68 дополнительного насоса горючего 21. Вал 67 и дополнительный вал 68 соединены через мультипликатор 69. Расположение агрегатов ТНА 9 и газогенератора 21 следующее (сверху вниз): газогенератор 21, турбина 17, насос окислителя 18, насос горючего 19, мультипликатор 69 и дополнительный насос горючего 20 ТНА 9 и все насосы 18…20 и турбина 18 выполнены как единый агрегат и расположены вертикально вдоль оси ракеты. Выход из турбины 17 соединен с головкой 10 камеры сгорания 8 через газовод 22.

ТНА 9 второй вариант (фиг.7) имеет вал 67 и дополнительный вал 68 дополнительного насоса горючего 20. Вал 67 и дополнительный вал 68 соединены через мультипликатор 69. Расположение агрегатов ТНА 9 и газогенератора 21 следующее (сверху вниз): турбина 17, газогенератор 21, насос окислителя 18, насос горючего 19, мультипликатор 69 и дополнительный насос горючего 20 ТНА 9 и все насосы 18…20 и турбина 17 выполнены как единый агрегат, расположены вертикально вдоль оси ракеты, а выход из турбины 17 непосредственно соединен с головкой 10 камеры сгорания. 8.

ПРИМЕНЕНИЕ РАКЕТЫ

При пуске ракеты запускают ЖРД 7.

Для этого по команде с бортового компьютера 52, передаваемой по электрическим связям 53 сначала на контроллер управления 54, открывают клапаны наддува 53 и 55, ракетные клапаны 42, 44, клапаны 30, 37 и клапан высокого давления 40 и включают запальные устройства 45 и 46 (фиг.2 и 3). Компоненты топлива (окислитель и горючее) одновременно воспламеняются в газогенераторе 21 и камере сгорания 8. При сгорании компонентов ракетного топлива в газогенераторе 21 с избытком окислителя «кислый газ» имеет температуру 500…700°С, а в камере сгорания 8 сгорает при высокой температуре до 3500°С. Управление движением ракетой осуществляет бортовой компьютер 52 при помощи регуляторов расхода 33 и 40 (фиг.2 и 3)

1-й вариант управления (автономное наведение) (фиг.5)

При применении ракеты в автономном режиме в оперативную память бортового компьютера 52 вводят исходные данные полета. Ракета запускается с Земли или с корабля, для этого запускают ЖРД 7, при этом бортовой компьютер 52 подает команду на контроллер управления 54, а далее на регуляторы 33 и 40. Компоненты ракетного топлива подаются из топливных баков 5 и 6 в газогенератор 21 и в камеру сгорания 8, где воспламеняются при помощи запальных устройств 45 и 46. Продукты сгорания приводят в действие ротор турбины 17, который раскручивает через валы 67 и 68.

Применение жидкого топлива позволяет получить преимущество в дальности полета по сравнению с твердотопливными ракетами, т.к. теплотворная способность жидкого топлива больше, чем у твердого в 3…4 раза. Малые диаметральные габариты способствуют уменьшению веса ракеты, ее аэродинамическому сопротивлению, а следовательно, увеличению дальности и скорости полета. Контроль положения осуществляют акселерометр 61 и магнетометр 62. После подхода к цели на расстояние 300…500 м на зенитной ракете бортовой компьютер 52 переводит жидкостный ракетный двигатель 7 в режим максимальной тяги.

2-й вариант управления. Управление по радио (Фиг.6)

Управляющий сигнал подается с компьютера с суши, с корабля или самолета с устройства управления 64. Сигнал с устройства управления 64 передается по электрической связи 65 на приемно-передающее устройство 66, далее на антенну 67 и по радиоканалу 60 на антенну 56, а далее на приемно-передающее устройство 55 и на бортовой компьютер 52 ракеты.

3-й вариант управления. Управление с применением системы глобального позиционирования (фиг.7)

При полете зенитной ракеты приемник системы глобального позиционирования 57 (системы ГЛОНАС или GPS) принимает сигнал с трех спутников 59 системы по радиоканалам 60 и определяет собственные координаты. Используя заложенную программу посредством воздействия бортового компьютера 52 регулятора расхода 40, можно уменьшить или увеличить тягу жидкостного ракетного двигателя 7 и тем самым изменить скорость и направление полета ракеты.

Управление ракетой по углам тангажа и рыскания в движении осуществляется согласно фиг.1, 2 и 3 посредством включения управляющих сопел 33 открытием соответствующего регулятора расхода газа 33. Исходные данные об угловой ориентации торпеды авиационной постоянно контролируют акселерометр 61 и магнетометр 62. Магнетометр 62 определяет азимут движения ракеты, а акселерометр 61 - его отклонение от направления вектора тяжести. Стабилизаторы 3 и 4 предотвращают вращение ракеты в полете. Управление по углу крена не предусмотрено.

Применение изобретения позволило:

- повысить скорость и дальность полета ракеты, т.к. ее небольшие диаметральные габариты способствуют уменьшению ее аэродинамического сопротивления, а следовательно, увеличению дальности и скорости полета,

- уменьшить вес ракеты за счет уменьшения ее диаметра,

- повысить технологичность изготовления и сборки ракеты за счет уменьшения ее диаметра,

- повысить точность попадания до 2…5 м,

- обеспечить хорошую стабилизацию ракеты в движении в полете за счет применения двух групп стабилизаторов: верхних и нижних,

- уменьшить нагрузки на приборы и датчики системы управления ракеты за счет их размещения в корпусе,

- стабилизировать положение ракеты в полете,

- улучшить и упростить управляемость ракетой в полете, особенно на заключительном этапе полета.