RU187155U1

RU187155U1 - Liquid-free rocket engine gasless steam chamber

Info

Publication number: RU187155U1
Application number: RU2018119589U
Authority: RU
Inventors: Владимир Анисимович Романов
Original assignee: Владимир Анисимович Романов
Priority date: 2018-05-28
Filing date: 2018-05-28
Publication date: 2019-02-21

Abstract

Полезная модель относится к жидкостным ракетным двигателям. Бессопловая газопаровая камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая цилиндрическую камеру сгорания компонентов топлива с форсуночной головкой и систему ее охлаждения охладительным компонентом, при этом камера сгорания дополнительно содержит цилиндрическую камеру, выполняющую функцию испарительной камеры, и сообщается с ней через каналы, выполненные в разделяющей их стенке, выполненной в испарительной камере и выполняющей функцию испарителя, при этом в качестве охлаждающего камеру сгорания компонента используется вода, которая, пройдя по системе охлаждения камеры сгорания и за тем по цилиндрическим каналам, омываемым высокотемпературными продуктами сгорания, поступает на поверхность испарителя и используется в качестве основного рабочего тела в образующейся в испарителе газопаровой смеси. Полезная модель обеспечивает возможность использования бессопловой камеры сгорания для жидкостного ракетного двигателя генерирующей низкотемпературную газопаровую смесь высокого давления на ее торцевой поверхности с обеспечением максимальной тяги, термического и эффективного КПД.The utility model relates to liquid rocket engines. A nozzleless gas-vapor chamber of a liquid propellant rocket engine containing a cylindrical combustion chamber for fuel components with a nozzle head and a system for cooling it with a cooling component, the combustion chamber additionally comprising a cylindrical chamber that functions as an evaporation chamber and communicates with it through channels made in the wall separating them, made in the evaporation chamber and acting as an evaporator, while water, which is used as a cooling component of the combustion chamber Paradise, passing through the cooling system of the combustion chamber and then through cylindrical channels washed by high-temperature combustion products, enters the surface of the evaporator and is used as the main working fluid in the gas-vapor mixture formed in the evaporator. The utility model makes it possible to use a non-nozzle combustion chamber for a liquid propellant rocket engine generating a low-temperature high-pressure gas-vapor mixture on its end surface with maximum thrust, thermal and effective efficiency.

Description

Полезная модель относится к устройствам тепловых двигателей генерирующих избыточное давление газообразного рабочего тела над окружающей его средой и использующих при его расширении реактивную силу для их поступательного движения, а именно, к ракетным двигателям.The utility model relates to devices of heat engines generating excessive pressure of a gaseous working medium above its environment and using reactive force for its forward movement during its expansion, namely, to rocket engines.

Один из первых учебников по теории ракетных двигателей содержит очевидную ошибку в описании процесса создания тяги в ракетном двигателе (РД) и основного показателя обеспечивающего тягу ракетного двигателя, которая явилась причиной появления так же ошибочных показателей оценки эффективности работы ракетных двигателей, таких как удельная тяга и удельный импульс в секундах и остается в последующих изданиях, являясь препятствием для появления новых более совершенных технических решений.One of the first textbooks on the theory of rocket engines contains an obvious error in the description of the process of creating thrust in a rocket engine (RD) and the main indicator providing thrust of a rocket engine, which caused the appearance of the same erroneous indicators of evaluating the efficiency of rocket engines, such as specific thrust and specific gravity the momentum in seconds and remains in subsequent editions, being an obstacle to the emergence of new, more advanced technical solutions.

«… Тяга образуется потому, что из двигателя вытекают газы. Чтобы вытолкнуть газы двигатель должен действовать на них с какой-то силой. Обратная сила - сила воздействия газов на двигатель и есть реактивная тяга. Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы. Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости. Механика учит, что эта сила, а, следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения» (Гильзин К.А. «Ракетные двигатели». 1950 г.).“... A thrust is formed because gases flow from the engine. To push out the gases, the engine must act on them with some force. Reverse force - the force of the influence of gases on the engine is jet thrust. Therefore, the direction of thrust is inverse to the velocity of the outgoing gases, and the magnitude of the thrust is equal to the force with which the gases are pushed. Obviously, the magnitude of this force depends on the amount of escaping gases and their speed. Mechanics teaches that this force, and, consequently, the traction force, is equal to the product of the mass of gases ejected per second by the velocity of their outflow ”(K. Gilzin,“ Rocket Engines. ”1950).

В приведенном выше описании процесса генерации рабочего тела для создания тяги РД даже отсутствует основной термодинамический параметр, характеризующий газообразное состояние массы после сгорания компонентов топлива - давление газов, создающее силу тяги.In the above description of the process of generating a working fluid to create a thrust of a taxiway, there is not even a basic thermodynamic parameter characterizing the gaseous state of the mass after combustion of the fuel components — the gas pressure that creates the thrust force.

Вместо силы, действующей на единицу поверхности и измеряемой в кг/см², использована масса, находящаяся в газообразном состоянии, измеряемая в кг, при этом указывается о какой-то силе двигателя, которая выталкивает газы, а обратная сила этой силы создает реактивную тягу.Instead of the force acting on a surface unit and measured in kg / cm ² , a gaseous mass is used, measured in kg, which indicates some kind of engine force that pushes gases, and the reverse force of this force creates reactive thrust.

Таким образом, признавая нахождение массы в камере сгорания в газообразном состоянии и выталкиваемую неустановленной силой из двигателя, автор учебника для ВУЗов, использует ошибочно для оценки тяги РД массу газов, движение которой подчиняется законам механики твердого тела вместо давления этой массы, подчиняющегося законам термодинамики.Thus, recognizing that the mass in the combustion chamber is in a gaseous state and is pushed out by an unidentified force from the engine, the author of the textbook for universities uses the mass of gases erroneously to estimate the thrust of the RD, the movement of which obeys the laws of solid mechanics instead of the pressure of this mass that obeys the laws of thermodynamics.

Ошибочность легко доказывается на примере теплового двигателя, действующего импульсно и в котором так же проявляется действие реактивной силы, но не в качестве положительной совершающей полезную работу, а отрицательной, например, в ствольном стрелковом оружии реактивная сила отдачи.Erroneousness is easily proved by the example of a heat engine operating in a pulsed manner and in which the action of reactive force is also manifested, but not as a positive one performing useful work, but negative, for example, in small arms a reactive recoil force.

Сила отдачи зависит не от массы пороха и от скорости ее вылета в газообразном состоянии, а от максимального давления образовавшихся газообразных продуктов взрыва массы пороха действующих на дно патрона и соответственно на оружие еще до вылета их со сверхзвуковой скоростью из ствола.The recoil force does not depend on the mass of the powder and on the speed of its release in the gaseous state, but on the maximum pressure of the resulting gaseous products of the explosion of the mass of powder acting on the bottom of the cartridge and, accordingly, on the weapon even before they take off at a supersonic speed from the barrel.

Например, пороховой заряд патрона обр. 1943 г. (калибр 7,62-мм, АК-47, АКМ) массой 1,6 г сгорает при выстреле за 0,0012 сек и образует при взрыве 1,6 л газов, т.е. по объему примерно в 1000 раз больше, чем было до выстрела и давление газов массой 1.6 г. выталкивает из канала ствола автомата пулю весом 7,9 г со скоростью 715 м/сек (2680 км/ч) и бросает ее на дальность до 3 км.For example, the powder charge of the cartridge arr. 1943 (caliber 7.62 mm, AK-47, AKM) weighing 1.6 g burns when fired in 0.0012 seconds and forms an explosion of 1.6 liters of gas, i.e. the volume is about 1000 times greater than it was before the shot and 1.6 g gas pressure pushes a 7.9 g bullet out of the barrel of the machine gun at a speed of 715 m / s (2680 km / h) and throws it at a distance of up to 3 km .

Очевидно, что законами механики, которые используются в теории для оценки тяги в РД не удалось бы доказать достигнутый результат выстрела.Obviously, the laws of mechanics, which are used in theory to evaluate thrust in a taxiway, could not prove the achieved result of the shot.

Известно, что газы, находящиеся под избыточным давлением относительно давления окружающей двигатель среды, обладают силой - потенциальной энергией давления и расширяются в среду с меньшим давлением, совершая при этом в тепловых двигателях механическую работу.It is known that gases that are under excess pressure relative to the pressure of the medium surrounding the engine have a potential pressure potential energy and expand into the medium with lower pressure, while doing mechanical work in heat engines.

Таким образом, тяга РД создается осевой составляющей равнодействующей всех сил давления газообразной массы, приложенных к внутренней и наружной поверхностям камеры сгорания, а не количеством массы газообразного рабочего тела истекающего из сопла в единицу времени - секунду.Thus, the thrust of the taxiway is created by the axial component that results from all the pressure forces of the gaseous mass applied to the internal and external surfaces of the combustion chamber, and not by the amount of mass of the gaseous working fluid flowing out of the nozzle per unit time - second.

Избыточное постоянное давление продуктов сгорания образуется в изобарической КС после сгорания компонентов топлива, при этом сопло Лаваля, ускоряя расширение возникающего объема с повышенным давлением продуктов сгорания, лишь снижает эффективность создания максимального давления в этом объеме у поверхности головки КС и последующего свободного объемного расширения от перепада давления с увеличением скорости.Excessive constant pressure of the combustion products is formed in the isobaric CS after the combustion of the fuel components, while the Laval nozzle, accelerating the expansion of the resulting volume with increased pressure of the combustion products, only reduces the efficiency of creating maximum pressure in this volume at the surface of the CS head and subsequent free volume expansion from the pressure drop with increasing speed.

Эффективное давление тяги создается только на площади головки равной площади критического сечения сопла. Остальная площадь головки и генерируемое на ней давление в кольцевом объеме окружающем цилиндрический канал от головки до критического сечения обеспечивающий лишь ускорение продуктов сгорания является не только балластным, но и снижающим тягу.Effective thrust pressure is created only on the head area equal to the critical section area of the nozzle. The remaining area of the head and the pressure generated on it in the annular volume surrounding the cylindrical channel from the head to the critical section providing only acceleration of the combustion products is not only ballast, but also reduces traction.

Это объясняет и названное автором учебника парадоксом несоответствие ожидаемой расчетной тяги через давление продуктов сгорания и площадь головки, которая оказывается значительно меньше.This also explains the paradox called by the author of the textbook the discrepancy between the expected design thrust through the pressure of the combustion products and the head area, which is much smaller.

«… Из материала гл. 6 следует, что равнодействующая сил давления на сужающуюся часть сопла направлена против направления суммарной силы тяги, т.е. налицо формальный парадокс: неизменно присутствующий в конструкции современных ракетных двигателей участок камеры уменьшает ее тягу. В дальнейшем мы должны убедиться в том, что сформулированный выше парадокс кажущийся …». Дорофеев А.А. «Основы теории тепловых ракетных двигателей». МГТУ им. Н.Э. Баумана, Глава 7.“... From the material of Ch. 6 it follows that the resultant of the pressure forces on the tapering part of the nozzle is directed against the direction of the total thrust force, i.e. there is a formal paradox: the camera section invariably present in the design of modern rocket engines reduces its traction. In the future, we must make sure that the paradox formulated above seems to be ... ". Dorofeev A.A. "Fundamentals of the theory of thermal rocket engines." MSTU named after N.E. Bauman, Chapter 7.

Бессопловая КС с генерацией у поверхности головки аналогичного давления и свободным истечением без ускорения обеспечит более высокую тягу.A nozzleless CS with generation at the head surface of the same pressure and free flow without acceleration will provide higher traction.

Неэффективность сопла Лаваля для создания максимальной реактивной тяги РД доказывается и известными решениями с подачей компонентов топлива и их сжиганием или дожиганием окислительного или восстановительного газов в объеме сверхзвуковой закритической части сопла, а также подачу воды, что обеспечивает генерацию дополнительного давления и соответственно увеличение тяги, при этом уменьшаются сверхзвуковая скорость истечения и термический КПД (патенты РФ №№2265132, 2117813, 214707).The inefficiency of the Laval nozzle for creating maximum RD thrust is proved by well-known solutions with the supply of fuel components and their combustion or afterburning of oxidizing or reducing gases in the volume of the supersonic supercritical part of the nozzle, as well as the supply of water, which ensures the generation of additional pressure and, accordingly, an increase in thrust, the supersonic flow rate and thermal efficiency are reduced (RF patents Nos. 2265132, 2117813, 214707).

Это так же доказывается и запатентованным техническим решением, обеспечивающим торможение сверхзвукового потока с увеличением энергии более эффективного объемного расширения, в котором лопатки турбины заменены на тормозящие сверхзвуковой поток щетинки (паровая турбина S2E50-250, Technopa GmbH, Австрия, ж-л «Турбины и Дизели», март - апрель 2014 г.).This is also proved by the patented technical solution, which provides braking of the supersonic flow with an increase in the energy of more efficient volumetric expansion, in which the turbine blades are replaced by braking supersonic flow bristles (steam turbine S2E50-250, Technopa GmbH, Austria, turbines and diesel engines ", March - April 2014).

И еще один факт названный автором странным выявленный при сжигании водорода с кислородом в нестехиометрическом соотношении.And another fact called by the author strange revealed during the combustion of hydrogen with oxygen in a non-stoichiometric ratio.

«… Из известных топлив самую высокую скорость истечения (около 4000 м/сек) в условиях земной атмосферы (т.е. при давлении в выходном сечении сопла в 1 ат.) и внутреннем давлении 20 ат. дает смесь 1 вес.ч. (весовой части) водорода с 2 вес.ч. кислорода.“... Of the known fuels, the highest flow rate (about 4000 m / s) in the Earth’s atmosphere (ie at a pressure in the outlet section of the nozzle of 1 at.) And an internal pressure of 20 at. gives a mixture of 1 parts by weight (weight part) of hydrogen with 2 parts by weight oxygen.

Это может показаться странным, так как при таком смешении значительная часть водорода не сгорает и действует как балласт, ибо 2 кг кислорода могут связать только 1/4 кг водорода. Максимальное количество термохимической энергии на 1 кг вещества получается при смешении 1 вес.ч. водорода с 8 вес.ч. кислорода. В этом случае достигается полное сгорание (так называемое стехиометрическое соотношение) …», немецкий ученый-ракетчик. Г. Оберт.This may seem strange, since with such a mixture a significant part of the hydrogen does not burn and acts like ballast, because 2 kg of oxygen can only bind 1/4 kg of hydrogen. The maximum amount of thermochemical energy per 1 kg of substance is obtained by mixing 1 weight.h. hydrogen with 8 parts by weight oxygen. In this case, complete combustion is achieved (the so-called stoichiometric ratio) ... ”, a German rocket scientist. G. Obert.

Ничего странного нет. Водород не балластный газ и участвует в создании тяги. При его избытке, он, не окисляясь, остается водородом, нагревается от теплоты образовавшегося водяного пара и увеличивает общее давление пароводородной смеси и действует как разбавитель перегретого водяного пара, снижая общую плотность смеси и, соответственно, увеличивая скорость истечения.There is nothing strange. Hydrogen is not a ballast gas and is involved in creating traction. With its excess, it, without being oxidized, remains hydrogen, heats up from the heat of the generated water vapor and increases the total pressure of the steam-hydrogen mixture and acts as a diluent for superheated water vapor, reducing the total density of the mixture and, accordingly, increasing the outflow rate.

В рабочем цикле газопаровой КС используется вода давно известная как высокоэнергетическое рабочее тело и использующаяся в качестве единственного рабочего тела в паровых турбинах, в качестве дополнительного рабочего тела в парогазовых установках, в авиационных ГТД для форсажа при взлете используется в тепловых двигателях как эффективная добавка к продуктам сгорания компонентов топлива повышающая мощность и тягу двигателя ("Справочник авиационного техника "Воениздат, Москва, 1964 г. стр. 369).In the gas-steam compressor cycle, water has long been used as a high-energy working fluid and is used as the only working fluid in steam turbines, as an additional working fluid in combined-cycle plants, and in aviation gas turbine engines for afterburning during take-off and is used in heat engines as an effective additive to combustion products components of fuel increasing engine power and traction ("Reference Manual of Aviation Engineering" Military Publishing House, Moscow, 1964 p. 369).

В РД же для создания максимальной тяги считается использование только высокотемпературных продуктов сгорания топлива, а вода используется лишь как балласт для снижения температуры турбины ТНА или при подаче в закритическую часть сопла для исключения отрыва потока продуктов сгорания от стенки сопла.In RD, to create maximum thrust, it is considered to use only high-temperature products of fuel combustion, and water is used only as ballast to lower the temperature of the ТНА turbine or when supplied to the supercritical part of the nozzle to prevent separation of the flow of combustion products from the nozzle wall.

Известны парогенераторы с подачей через общее сопло продуктов сгорания и воды прошедшей по системе охлаждения КС с последующей генерацией газопаровой смеси в камере смешения (патенты РФ №2300049, №2396485).Known steam generators with the supply through a common nozzle of combustion products and water passed through the cooling system of the compressor station with the subsequent generation of the gas-vapor mixture in the mixing chamber (RF patents No. 2300049, No. 2396485).

Наиболее близким аналогом заявленной полезной модели для возможности использовании ее в качестве КС для жидкостного РД по конструктивным признакам и процессу генерации газопарового рабочего тела является парогенератор с использованием в качестве компонентов топлива кислорода и водорода с генерацией продуктов сгорания в КС и с последующим добавлением в них воды в камере смешения и использованием генерируемого низкотемпературного водяного пара в качестве рабочего тела с необъемным расширением в паротурбинных установках (прототип патент РФ №2300049).The closest analogue of the claimed utility model for the possibility of using it as a CS for a liquid taxiway by design features and the process of generating a gas-vapor working fluid is a steam generator using oxygen and hydrogen as fuel components with the generation of combustion products in the CS and then adding water to them mixing chamber and using the generated low-temperature water vapor as a working fluid with a non-voluminous expansion in steam turbine plants (prototype RF tent No. 2300049).

При сопловом смешении продуктов сгорания и воды, прошедшей по системе охлаждения КС, с последующей генерацией газопаровой смеси в камере смешения в известном патенте или бессопловом с подачей продуктов сгорания в камеру смешения и подачей в нее воды генерация газопаровой смеси с максимальным давлением завершается на значительном расстоянии от места впрыска, что при отсутствии расхода смеси равного скорости ее генерации не имеет значения.When a nozzle mixture of combustion products and water passed through the KS cooling system, followed by the generation of a gas-vapor mixture in the mixing chamber in a known patent or non-nozzle with the supply of combustion products to the mixing chamber and the supply of water, the generation of gas-vapor mixture with a maximum pressure is completed at a considerable distance from injection sites, which in the absence of a mixture flow equal to its generation speed does not matter.

При использовании КС в РД требуется создание объема рабочего тела с высоким давлением непосредственно на торцевой поверхности камеры сгорания - поверхности форсуночной головки, что обеспечит максимальную реактивную тягу.When using KS in RD, it is necessary to create a volume of a working fluid with high pressure directly on the end surface of the combustion chamber — the surface of the nozzle head, which will provide maximum reactive thrust.

Технической задачей полезной модели является возможность использования бессопловой камеры сгорания для жидкостного РД генерирующей низкотемпературную газопаровую смесь высокого давления на ее торцевой поверхности с обеспечением максимальных тяги, термического и эффективного КПД.The technical task of the utility model is the possibility of using a non-nozzle combustion chamber for a liquid taxiway generating a low-temperature high-pressure gas-vapor mixture on its end surface with maximum thrust, thermal and effective efficiency.

Задача решена тем, что камера сгорания компонентов топлива с форсуночной головкой и системой ее охлаждения охлаждающим компонентом дополнительно содержит цилиндрическую камеру, выполняющую функцию испарительной камеры, и сообщается с ней через каналы, выполненные в разделяющей их стенке, выполненной в испарительной камере и выполняющей функцию испарителя, при этом в качестве охлаждающего камеру сгорания компонента используется вода, которая, пройдя по системе охлаждения камеры сгорания и за тем по цилиндрическим каналам, омываемым высокотемпературными продуктами сгорания, поступает на поверхность испарителя и используется в качестве основного рабочего тела в образующейся в испарителе газопаровой смеси.The problem is solved in that the combustion chamber of the fuel components with the nozzle head and the cooling system of the cooling component further comprises a cylindrical chamber that performs the function of an evaporation chamber, and communicates with it through channels made in the wall separating them, made in the evaporation chamber and performs the function of an evaporator, in this case, water is used as a cooling component of the combustion chamber, which, having passed through the cooling system of the combustion chamber and then along the cylindrical channels washed in -temperature combustion products, is supplied to the evaporator surface and is used as the primary working fluid in the evaporator formed in the gas-vapor mixture.

При выходе из каналов испарительной головки высокотемпературных продуктов сгорания и прошедшей по рубашке нагретой воды исходит детонационное испарение воды с резким увеличением количества газообразного рабочего тела и с образованием непосредственно на поверхности испарителя объема газопаровой смеси с пониженной температурой и более высоким давлением.Upon leaving the channels of the evaporator head of high-temperature combustion products and heated water passing through the jacket, detonation evaporation of water occurs with a sharp increase in the amount of gaseous working fluid and with the formation of a volume of gas-vapor mixture directly at the surface of the evaporator with a lower temperature and higher pressure.

В испарительную камеру через кольцевой коллектор эжектируется также и газопаровая смесь после турбины ТНА, повышая в ней давление и тягу и обеспечивая замкнутый низкотемпературный термодинамический цикл.The gas-vapor mixture is also ejected into the evaporation chamber through the annular collector after the TNA turbine, increasing the pressure and traction in it and providing a closed low-temperature thermodynamic cycle.

В качестве теплогенерирующих компонентов могут использоваться любые известные пары горючего и окислителя, при этом так же обеспечивается уровень тяги, превышающий тягу РД использующих только теплогенерирующие компоненты.As the heat-generating components, any known fuel and oxidizing agent pairs can be used, while the same level of thrust is provided that exceeds the thrust of RDs using only heat-generating components.

Известно, что при сгорании 1 кг водорода с кислородом выделяется теплота 120 МДж и образуется 9 кг воды в состоянии пара с температурой Т=3600°С, при этом теплоты достаточно для испарения 40 литров воды с теплоемкостью 2.7 МДж с генерацией более высокого давления и температурой превышающей давление насыщения и снижением расхода основных компонентов в 4-5 раз, что резко снизит размеры термостатируемых баков и, соответсвенно, размер ракеты.It is known that the combustion of 1 kg of hydrogen with oxygen generates heat of 120 MJ and produces 9 kg of water in a vapor state with a temperature of T = 3600 ° C, while the heat is enough to evaporate 40 liters of water with a heat capacity of 2.7 MJ with a higher pressure generation and temperature exceeding the saturation pressure and reducing the consumption of the main components by 4-5 times, which will drastically reduce the size of thermostatically controlled tanks and, accordingly, the size of the rocket.

Для пары керосин-кислород с теплотой сгорания ниже при впрыске воды так же обеспечится снижение их расхода в 2-3 раза.For a pair of kerosene-oxygen with a calorific value lower when injected with water, their flow rate will also be reduced by a factor of 2-3.

Бессопловая газопаровая камера с использованием воды в жидкостном РД обеспечивает резкое снижение удельного расхода основных теплогенерирующих компонентов и максимальныые термический и эффективный КПД.A gas-free steam chamber using water in a liquid taxiway provides a sharp decrease in the specific consumption of the main heat-generating components and maximum thermal and effective efficiency.

Использование воды в цикле ракетных двигателей резко сократит общий расход и удельный расход ракетного топлива, снизятся размеры топливных баков и, соответственно, самих ракет, особенно использующих для РД криогенные топлива.The use of water in the cycle of rocket engines will drastically reduce the total consumption and specific consumption of rocket fuel, and the size of the fuel tanks and, accordingly, of the rockets themselves, especially those using cryogenic fuels, will decrease.

При использовании воды с высокоэнергетическими топливами в большей степени увеличивается доля воды в соотношении «топливо-вода», соответственно, в большей степени уменьшаются масса компонентов и баков для них, особенно криогенных, снизится удельная токсичность рабочего тела и в целом повышается экологичность и безопасность запусков.When using water with high-energy fuels, the proportion of water in the “fuel-water” ratio increases to a greater extent, respectively, the mass of components and tanks for them, especially cryogenic ones, decreases to a greater extent, the specific toxicity of the working fluid decreases, and the environmental friendliness and safety of launches generally increase.

Открывается возможность использования высокоэнергетических высокотемпературных ракетных металлосодержащих топлив и таких топливных пар как фтор-бериллий, фтор-литий, фтор-аммиак, использование которых осложняется задачей создания надежно охлаждаемой камеры, поскольку при сгорании этих топлив развивается чрезвычайно высокая температура, а так же их токсичность, так как продукты сгорания фторных топлив относятся к числу самых токсичных продуктов, опасных для человека и окружающей среды.The opportunity arises to use high-energy high-temperature rocket-containing metal fuels and such fuel pairs as fluorine-beryllium, fluorine-lithium, fluorine-ammonia, the use of which is complicated by the task of creating a reliably cooled chamber, since the combustion of these fuels develops an extremely high temperature, as well as their toxicity, since the products of combustion of fluorine fuels are among the most toxic products that are dangerous to humans and the environment.

Использование бессопловых газопаровых камер сгорания для РД реализующих низкотемпературный максимально эффективный цикл соответственно снизятся цикл сборки двигателя и стоимость его изготовления.The use of gas-free gas-vapor combustion chambers for taxiways implementing the low-temperature maximum efficient cycle will accordingly reduce the engine assembly cycle and the cost of its manufacture.

Обеспечивается возможность многократного использования РД, так как при его выключении - отключении высокотемпературные тракты гидравлические тракты топлива могут проливаться водой, сохраняя их работоспособность и возможность повторного использования РД с заменой лишь деталей и узлов, работающих непосредственно в контакте с высокотемпературными продуктами сгорания.The possibility of multiple use of the taxiway is provided, since when it is turned off and turned off, the high-temperature paths of the hydraulic fuel paths can spill water, preserving their operability and the possibility of reusing the taxiway with replacing only parts and assemblies that work directly in contact with high-temperature combustion products.

При использовании ГПРД не испытывающих при работе высоких температур и сохраняющего свою работоспособность обеспечивается возможность их повторного использования с сохранением 1 ступени ракеты путем спуска на отработанной для спуска КА парашютной системе или управляемым спуском двигателями по штопорной спирали.When using the engine, which does not experience high temperatures during operation and which maintains its operability, it is possible to reuse them while maintaining the 1st stage of the rocket by launching it on the parachute system worked out for launching the spacecraft or controlled by the engines launching in a corkscrew spiral.

Использование ГПРД резко снизит стоимость ракеты и обеспечит возможность реализации проекта многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя морского базирования аналогичной Sea Dragon (США), но с более высокими технико-экономическими показателями.The use of scramjet engines will dramatically reduce the cost of the rocket and provide the possibility of implementing a project of a reusable two-stage sea-based launch vehicle similar to Sea Dragon (USA), but with higher technical and economic indicators.

Использование воды в ракетных двигателях позволит резко снизить стоимость ракет и их запусков, а так же повысить конкурентоспособность российской ракетной техники.The use of water in rocket engines will dramatically reduce the cost of rockets and their launches, as well as increase the competitiveness of Russian rocket technology.

В ракетах с газопаровым РД и с большим объемом бака с водой снижается вероятность значительного повреждения или разрушения стартовой площадки от высокотемпературных продуктов горения или взрыва при аварийных стартах.In rockets with a gas-vapor taxiway and with a large tank of water, the probability of significant damage or destruction of the launch pad from high-temperature products of combustion or explosion during emergency starts is reduced.

Бессопловая газопаровая камера сгорания в газопаровом ракетном двигателе обеспечивает реализацию замкнутого низкотемпературного термодинамического цикла и многократное его использование с максимальными термическим и эффективным КПД, а так же резкое снижение стоимости запусков и доставки полезной нагрузки.A gas-free gas-vapor combustion chamber in a gas-vapor rocket engine provides the implementation of a closed low-temperature thermodynamic cycle and its repeated use with maximum thermal and effective efficiency, as well as a sharp reduction in the cost of launches and delivery of the payload.

Claims

A nozzleless gas-vapor chamber of a liquid propellant rocket engine containing a cylindrical combustion chamber for fuel components with a nozzle head and a cooling system for it with a cooling component, characterized in that the combustion chamber further comprises a cylindrical chamber that functions as an evaporation chamber and communicates with it through channels made in separating them the wall made in the evaporation chamber and performing the function of the evaporator, while using as a component cooling the combustion chamber Xia water which, passing through the combustion chamber cooling system, and so on cylindrical channels, washed by high-temperature combustion products, is supplied to the evaporator surface and is used as the primary working fluid in the evaporator formed in the gas-vapor mixture.