жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена

Формула изобретения

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, отличающийся тем, что сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и установлены на корпусе ступени ракеты, и соединены с коллектором, к которому присоединен трубопровод отбора газогенераторного газа, другой конец которого соединен с газоводом.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что к каждому соплу крена подведен от насоса горючего трубопровод горючего.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что все сопла крена оборудованы запальным устройством.

4. Блок сопел крена, содержащий два сопла крена, имеющих коллекторы горючего, объединенных в один узел, отличающийся тем, что пара сопел крена оборудована трехходовым краном, установленным между ними и имеющим привод, соединенный с ним валом, на коллекторе горючего каждого сопла крена установлен пускоотсечной клапан горючего.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Недостатком этого двигателя является отсутствие управления вектором тяги.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение № 2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.

Недостаток - двигатель не имеет системы регулирования вектора тяги и управления по крену.

Известен жидкостный ракетный двигатель и ТНА по патенту РФ на изобретение № 2161263, прототип.

Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.

Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно насосу.

Недостатки этого двигателя и узла подвески камеры сгорания, входящего в его состав: низкая ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре. Подшипники карданного подвеса, передающие силу тяги камеры сгорания, достигающую 200 1000 тc, также работают при высокой температуре (от 500 до 800°С), при этом смазка выгорает, подшипники разрушаются, управление вектором тяги затрудняется.

Применение для охлаждения этого узла горючего, предназначенного для подачи в камеру сгорания, не только усложняет конструкцию этого узла и в целом двигателя, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты и прекращению подачи горючего в камеру сгорания.

Управление вектором тяги выполнено ненадежно, а управление во углам крена отсутствует.

Задачи создания изобретения - обеспечение надежности управления вектором тяги ЖРД и повышение надежности управления ракетой по крену.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостно-ракетном двигателе, содержащем силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, тем, что согласно изобретению сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и установлены на корпусе ступени ракеты и подсоединены к коллектору, к которому присоединен трубопровод отбора газогенераторного газа, другой конец которого соединен с газоводом. В районе критического сечения камеры сгорания установлено дополнительное силовое кольцо, к которому через демпфирующую опору прикреплен трубопровод отбора газогенераторного газа и присоединены две шарнирные тяги, концы которых соединены с кольцевым коллектором. К каждому соплу крена подведен от насоса горючего трубопровод горючего. Все сопла крена оборудованы запальным устройством.

Решение указанных задач достигнуто в блоке сопел крена, содержащем два сопла крена, имеющих коллекторы горючего, объединенных в один узел, тем, что пара сопел крена оборудована трехходовым краном, установленным между ними и имеющим привод, соединенный с ним валом, на коллекторе горючего каждого сопла крена установлен пускоотсечной клапан горючего.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1 6, где:

- на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,

- на фиг.2 приведен вид снизу,

- на фиг.3 приведена конструкция узла подвески камеры сгорания,

- на фиг.4 приведена конструкция блока сопел крена,

- на фиг.5 приведен вид А,

- на фиг.6 приведен вид Б.

Ракета (фиг.1 3) содержит, по меньшей мере, одну ступень (далее приведено описание одноступенчатой ракеты), которая, в свою очередь, содержит корпус 1, по меньшей мере один жидкостной ракетный двигатель 2, установленный на раме 3, прикрепленной к корпусу 1, бак окислителя 4, бак горючего 5, трубопровод окислителя 6, ракетный клапан окислителя 7, трубопровод горючего 8 и ракетный клапан горючего 9. Жидкостный ракетный двигатель 2 содержит камеру сгорания 10 и ТНА 11, соединенные газоводом 12, узел качания 13 и привода 14. Кроме того, на стенке ракеты 1 установлены сопла крена 15. Внутри корпуса ракеты также установлен блок управления 16 (фиг.1). На одном уровне с соплами крена установлен кольцевой коллектор 17, соединенный с одной стороны трубопроводом отбора 18 с газоводом 12, а с другой - с соплами крена 15, которые сгруппированы в блоки попарно (фиг.3).

Жидкостный ракетный двигатель (фиг.4 6) установлен на силовой раме 3, содержит камеру сгорания 10, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, турбонасосный агрегат 11 и газогенератор 19, подстыкованный к нему. Турбонасосный агрегат, в свою очередь, содержит турбину 20, насос окислителя 21, насос горючего 22. Турбонасосный агрегат может содержать дополнительный насос горючего 23.

Выход из насоса горючего 22 соединен трубопроводом 24 с входом в дополнительный насос горючего 23 (при его наличии). Камера сгорания 10 содержит головку 25, цилиндрическую часть 26 и сопло 27. Газогенератор 19 закреплен на силовой раме 3 при помощи шарнира 28, а ТНА 11 - при помощи двух шарнирных тяг 29. Между газоводом 12 и камерой сгорания 2, точнее ее головкой 25, установлен узел подвески 30 камеры сгорания 10. Он обеспечивает качание камеры сгорания 10 в двух плоскостях относительно точки «О», для управления вектором тяги R.

Для этого двигатель содержит два привода 31, установленных во взаимно-перпендикулярных плоскостях камеры сгорания 10, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 32, прикрепленных шарнирами 33 к силовой раме 3, и имеющих штоки 34. На камере сгорания 10, например на ее цилиндрической части 26, выполнено основное силовое кольцо 35, к которому шарнирно прикреплены штоки 34 приводов 31. Приводы 31 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания.

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.4 и содержит трубопровод горючего 36, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 22, а другим - к соплам крена 15, кроме того, к тому же выходу присоединен трубопровод горючего 37, содержащий пускоотсечной клапан 38 и сильфон 39, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 40 камеры сгорания 10. Выход из насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 41, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 42, соединен с газогенератором 19. Также выход из дополнительного насоса горючего 23 трубопроводом горючего 43, содержащим пускоотсечной клапан горючего 44, соединен с газогенератором 19. На газогенераторе 19 и на камере сгорания 10 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 45.

Двигатель оборудован блоком управления 16, который электрическими связями 46 соединен с запальными устройствами 45 и с пускоотсечными клапанами 38, 42 и 44.

Особенностью двигателя (фиг.1 и 2) является то, что ТНА 11 жестко закреплен на силовой раме 3 при помощи не менее чем двух шарнирных тяг 29, а камера сгорания 10 имеет возможность поворачиваться относительно узла подвески 30.

Система управления по углу крена (фиг.1 и 4) содержит четыре сопла крена 15, установленных в виде блоков сопел крена. Блоки сопел крена содержат по два сопла крена 15, установленных на кольцевом коллекторе 48. Кольцевой коллектор 48 установлен внутри корпуса 1 (фиг.1 3). Этот коллектор одновременно служит для подвода газогенераторного газа к соплам крена и для передачи от них крутящего момента на корпус 2 (фиг.2) или на силовую раму 3 (фиг.3). К кольцевому коллектору 48 подсоединен трубопровод отбора газогенераторного газа 49, другой конец которого соединен с газоводом 12. В блоке сопел крена 15 между ними установлен трехходовой кран 50, который патрубком 51 соединен с кольцевым коллектором 4 (фиг.5). К трехходовому крану 50 подсоединены при помощи валов 52 приводы 53. К каждому соплу крена 15 подсоединены трубопроводы горючего 36, идущие от насоса горючего 21 и содержащие пускоотсечные клапаны 54. Таким образом, два сопла крена 15, трехходовой кран 50, патрубок 51 и привод 53 образуют один узел: блок сопел крена. Сопла крена 15 (фиг.6) выполнены с двумя стенками 55 и 56 и коллекторами 57, для прохода охлаждающего горючего. В каждом сопле крена 15 установлены форсунки горючего 58, окислителя 59 и запальное устройство 60.

Двигатель запускается следующим образом.

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 16 по электрическим связям 46 подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего 7 и 9. После заливки насосов окислителя 21 и горючего 22 открывают пускоотсечные клапаны 38, 42 и 44, установленные за насосом окислителя 21, после насоса горючего 22 и после дополнительного насоса горючего 23. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 19, где воспламеняются при помощи запального устройства 45. Газогенераторный газ и горючее подаются в камеру сгорания 10. Горючее охлаждает камеру сгорания 10, проходя через систему регенеративного охлаждения цилиндрической части 26 и сопла 27 (фиг.4), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 10 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 19. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 45, установленным на камере сгорания 10.

После запуска турбонасосного агрегата 11 газогенераторный газ подается из газогенератора 19 в турбину 20, раскручивается ротор ТНА 11 (на фиг.1 6 не показано), давление на выходах насосов 21, 22 и 23 возрастает. Далее по газоводу 12 и через узел подвески 30 газогенераторный газ подается в головку 25 камеры сгорания 10.

Для управления вектором тяги R при помощи привода 31 воздействуя штоком 34 на силовое кольцо 20 поворачивают камеру сгорания 2 относительно точки «О» на угол 5 7°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения Ro продольной оси симметрии камеры сгорания 10 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен.

Для управления ракетой, на которой установлен двигатель, подают команду с блока управления 16 на приводы 53 и пускоотсечные клапаны 54, при этом включается по одному соплу крена 15 из каждой пары и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через корпус 1 или силовую раму 3 передается сначала на ракету.

Применение изобретения позволило: обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление ракетой по углу крена за счет применения двух блоков сопел крена, содержащих по два оппозитно установленных сопла крена, и их рационального крепления на двигателе на кольцевом коллекторе и применения четырех наклонных шарнирных тяг и дополнительного силового кольца, обеспечивающего передачу вращающего момента на силовую раму при минимальном весе элементов конструкции, передающих момент вращения.