Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя - RU2015134544A
Код документа: RU2015134544A
Формула
1. Устройство запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя (2) летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель летательного аппарата и ракетный двигатель, отличающееся тем, что содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса через контур нагнетания сжатого воздуха, отбираемого посредством отвода (4) от ступени (6а) компрессора тягового газотурбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.
2. Устройство по п. 1, дополнительно содержащее камеру (10) сгорания газогенератора, приводящего во вращение турбину (1а) турбонасоса (1), при этом в указанную камеру поступают жидкие ракетные топлива (11, 12), когда ракетный двигатель находится в рабочем состоянии.
3. Устройство по п. 2, в котором контур нагнетания сжатого воздуха на турбину выполнен с возможностью заполнения указанной камеры (10) указанным сжатым воздухом, чтобы осуществлять нагнетание газообразного кислорода вместе с по меньшей мере одним жидким ракетным топливом или в смесь жидких ракетных топлив во время фазы зажигания газогенератора, чтобы улучшить воспламенение этих жидких ракетных топлив.
4. Устройство по одному из пп. 1-3, содержащее средства (8, 9) охлаждения отбираемого воздуха.
5. Устройство по п. 4, в котором средства охлаждения содержат теплообменник (8), охлаждаемый наружным воздухом, окружающим летательный аппарат.
6. Устройство по п. 4, в котором средства охлаждения используют всю или часть магистрали питания криогенным ракетным топливом ракетного двигателя.
7. Устройство по п. 5, в котором средства охлаждения используют всю или часть магистрали питания криогенным ракетным топливом ракетного двигателя.
8. Устройство по любому из пп. 1-3, 5-7, в котором контур нагнетания сжатого воздуха системы пневматического питания турбины турбонасоса оборудован вентилем (13), средствами (14) калибровки и обратным клапаном (15), выполненными с возможностью быстрого и контролируемого приведения во вращение турбины при помощи отвода.
9. Устройство по п. 4, в котором контур нагнетания сжатого воздуха системы пневматического питания турбины турбонасоса оборудован вентилем (13), средствами (14) калибровки и обратным клапаном (15), выполненными с возможностью быстрого и контролируемого приведения во вращение турбины при помощи отвода.
10. Силовая установка летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один тяговый газотурбинный двигатель (5) и по меньшей мере один ракетный двигатель (2), отличающаяся тем, что содержит устройство запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя (2) по любому из пп. 1-9.
11. Воздушно-космический самолет, содержащий силовую установку по п. 10.
12. Сверхзвуковой самолет, содержащий силовую установку по п. 10.
13. Способ запуска турбонасоса ракетного двигателя при помощи устройства по любому из пп. 1-9, содержащий первый этап нагнетания сжатого воздуха на турбину турбонасоса, и затем этап впрыска компонентов ракетного топлива в камеру (10) сгорания газогенератора привода турбонасоса, благодаря приведению в действие турбины сжатым воздухом.
14. Способ по п. 13, согласно которому нагнетание воздуха в турбину прекращают при помощи клапана (15), когда давление в газогенераторе превышает значение регулировки клапана.
