Двигатель - RU2016111698A
Код документа: RU2016111698A
Формула
1. Двигатель, содержащий:
ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;
компрессор для подачи окислителя под давлением в камеру сгорания;
первый теплообменник, имеющий впуск и выпуск и установленный для охлаждения окислителя, предназначенного для подачи в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием указанным компрессором;
контур теплопередающей среды для теплопередающей среды;
устройство подачи топлива для подачи топлива;
второй теплообменник, установленный для охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого устройством подачи топлива;
первый циркуляционный насос для циркуляции теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды и подачи теплопередающей среды к впуску первого теплообменника;
второй циркуляционный насос, расположенный ниже по потоку от выпуска первого теплообменника;
причем двигатель выполнен с возможностью работы в первом режиме, в котором второй циркуляционный насос выполнен с возможностью подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника к впуску первого теплообменника.
2. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий:
третий теплообменник, выполненный с возможностью охлаждения теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника с использованием указанного топлива,
причем двигатель выполнен с возможностью работы во втором режиме, в котором второй циркуляционный насос выполнен с возможностью подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника после охлаждения третьим теплообменником.
3. Двигатель по п. 2, дополнительно содержащий перепускной канал, который может быть использован для перепуска топлива мимо третьего теплообменника в первом режиме работы.
4. Двигатель по любому предшествующему пункту, который дополнительно содержит турбину, выполненную с возможностью приведения ее в действие с использованием части теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника для привода указанного компрессора.
5. Двигатель по п. 4, дополнительно содержащий четвертый теплообменник, выполненный с возможностью нагрева теплопередающей среды перед подачей в указанную турбину.
6. Двигатель по п. 5, дополнительно содержащий камеру предварительного сгорания, выполненную с возможностью предварительного нагрева топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания, при этом выпуск из камеры предварительного сгорания соединен с четвертым теплообменником для нагрева указанной теплопередающей среды.
7. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, дополнительно содержащий резервуар окислителя, причем двигатель выполнен с возможностью работы в третьем режиме, в котором окислитель подается из указанного резервуара окислителя.
8. Двигатель по п. 7, который выполнен так, что теплопередающая среда обходит первый теплообменник.
9. Двигатель по п. 8, который выполнен так, что теплопередающая среда обходит первый циркуляционный насос и приводится в движение в контуре теплопередающей среды посредством второго циркуляционного насоса.
10. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, дополнительно содержащий воздухозаборник для подачи воздуха в качестве указанного окислителя.
11. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, в котором контур теплопередающей среды выполнен как замкнутый контур потока.
12. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, содержащий гелий в качестве теплопередающей среды в контуре теплопередающей среды.
13. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, в котором устройство подачи топлива выполнено с возможностью подачи водорода в качестве указанного топлива.
14. Способ эксплуатации двигателя, включающий:
сгорание топлива и окислителя в ракетной камере сгорания;
подачу окислителя под давлением в камеру сгорания с помощью компрессора;
охлаждение окислителя, подаваемого в компрессор перед сжатием, с использованием первого теплообменника, имеющего впуск и выпуск, и теплопередающей среды, и
в первом режиме работы, подачу по контуру теплопередающей среды теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника к впуску первого теплообменника для регулирования распределения температуры в первом теплообменнике.
15. Способ эксплуатации двигателя по п. 14, дополнительно включающий, во втором режиме работы, охлаждение теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого теплообменника, перед подачей теплопередающей среды в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.
16. Способ эксплуатации двигателя по п. 15, в котором во втором режиме работы расход теплопередающей среды в первом теплообменнике ниже по потоку от промежуточной точки вдвое больше расхода теплопередающей среды выше по потоку от промежуточной точки.
17. Способ эксплуатации двигателя по п. 14 или 15, в котором
первый циркуляционный насос эксплуатируют для подачи теплопередающей среды на впуск первого теплообменника, а
второй циркуляционный насос эксплуатируют для подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника на впуск или в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.
18. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором используют топливо для охлаждения теплопередающей среды во втором теплообменнике перед подачей в первый теплообменник.
19. Способ эксплуатации двигателя по п. 16, в котором теплопередающую среду охлаждают в третьем теплообменнике топливом перед его подачей в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.
20. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором окислителем служит воздух, а топливом служит водород.
21. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором теплопередающей средой служит гелий.
22. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором топливо используют для привода турбин, связанных с первым и вторым циркуляционными насосами.
23. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором в третьем режиме работы теплопередающая среда обходит первый теплообменник и второй циркуляционный насос.
24. Способ эксплуатации двигателя по п. 23, в котором в третьем режиме работы окислитель подают в виде жидкого кислорода.
25. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором топливо подают в камеру предварительного сгорания для предварительного сжигания топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания.
26. Способ эксплуатации двигателя по п. 25, в котором выпуск из камеры предварительного сгорания используют для подогрева теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника перед подачей теплопередающей среды в турбину для привода компрессора.
27. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, в котором в третьем режиме работы теплопередающая среда обходит первый теплообменник и второй циркуляционный насос, и первый циркуляционный насос используют исключительно для приведения в движение теплопередающей среды.
28. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, 26, в котором в первом режиме работы до 25% теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника подают на впуск первого теплообменника.
29. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, 26, в котором двигатель установлен в воздушном летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.
30. Воздушный летательный аппарат или воздушно-космический самолет, содержащий двигатель по любому из пп. 1-13.
