Двигатель для ракетной силовой установки жидкого топлива (варианты)

 

Двигатель предназначен для ракетной силовой установки жидкого топлива, используемой в ракетной технике. Двигатель содержит камеру /1/, расходные трубопроводы /14/, турбонасосный агрегат /2, 3, 4/, рассчитанный на размещение в топливном баке. Причем на головке камеры смонтирован шарнирный подвес /11/ с гибким патрубком /11а/. По первому варианту изобретения камера с шарнирным подвесом отделена от турбонасосного агрегата силовым кожухом /16/ с монтажной оболочкой /17/, входящей в конструкцию двигателя и являющейся донной частью топливного бака /17а/. По второму варианту подвес с камерой отделен от турбонасосного агрегата силовым колпаком. Причем его кромка обращена в сторону реактивного сопла, а монтажная оболочка /17/ прикреплена к кромке. Технический результат состоит в улучшении энергомассовых характеристик двигателя и силовой установки в целом. 2 с.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к устройству двигателя для ракетной силовой установки жидкого топлива.

Известен двигатель для ракетной силовой установки жидкого топлива, содержащий камеру с форсуночной головкой и реактивный соплом, средства управления вектором тяги, расходные трубопроводы и турбонасосный агрегат, рассчитанный на размещение в топливном баке при монтаже двигателя на летательном аппарате - см. пат. США N 3145530, НКИ 60-225 (прототип изобретения).

В известном двигателе отсутствуют специальные монтажные элементы для его установки на летательном аппарате: роль этих элементов выполняет реактивное сопло, которое при монтаже приваривается выходной кромкой к обечайке топливного бака. Поскольку реактивное сопло характеризуется сравнительно малой жесткостью и подвержено деформациям в рабочих условиях, то использование реактивного сопла в качестве монтажного элемента не гарантирует точного, фиксированного положения двигателя в составе летательного аппарата, что делает необходимым предусматривать запасы по управлению вектором тяги в ущерб результирующему удельному импульсу тяги. Далее, в известном двигателе-прототипе невозможно использовать шарнирный подвес камеры для управления вектором тяги, что приводит к необходимости применять другие устройства, весьма снижающие результирующий удельный импульс тяги. К указанным недостаткам известного двигателя добавляется нежелательный нагрев топливной массы, контактирующей в баке с нагретой стенкой камеры при работе двигателя, что может вызвать кавитацию соответствующего топливного насоса. Применение в известном двигателе конструкции камеры без регенеративного охлаждения (например, с тонкостенным металлическим сопловым насадком) требует использования теплозащитного кожуха, весьма усложняющего и утяжеляющего конструкцию двигателя.

Изобретение решает техническую задачу повышения результирующего удельного импульса тяги и снижения массы двигателя, т.е. улучшения его энерго-массовых характеристик. Поставленная задача решается тем, что в двигателе для ракетной силовой установки жидкого топлива, содержащем камеру с форсуночной головкой и реактивным соплом, средства управления вектором тяги, расходные трубопроводы и турбонасосный агрегат, рассчитанный на размещение в топливном баке при монтаже двигателя на летательном аппарате, - согласно одному варианту изобретения, - средства управления вектором тяги включают смонтированный на головке камеры шарнирный подвес с гибким патрубком, являющимся функциональной частью расходного трубопровода, и упомянутый шарнирный подвес вместе с камерой герметично отделены от турбонасосного агрегата силовым кожухом, к которому со стороны реактивного сопла прикреплена монтажная оболочка, входящая в конструкцию двигателя и одновременно являющаяся донной частью топливного бака силовой установки. Согласно другому варианту изобретения средства управления вектором тяги включают смонтированный вокруг камеры шарнирный подвес, и он вместе с камерой герметично отделен от турбонасосного агрегата силовым колпаком, к кроме которого, обращенной в сторону реактивного сопла, прикреплена монтажная оболочка, входящая в конструкцию двигателя и одновременно являющаяся донной частью топливного бака силовой установки.

От применения изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом указанной выше решаемой технической задачи.

Изобретение поясняется при помощи фиг. 1 и 2, на которых предлагаемый двигатель представлен схематично в двух вариантах. Согласно первому варианту изобретения (фиг. 1) двигатель содержит камеру 1 с форсуночной головкой 1а и реактивным соплом 1б, турбонасосный агрегат, включающий смонтированные на общем валу насос горючего 2, насос окислителя 3 и турбину 4, которая приводится во вращение рабочим газом, вырабатываемым в газогенераторе 5 при сжигании расходуемого двигателем окислителя (например, жидкий кислород) и части горючего (например, жидкий метан); отработавший на турбине окислительный газ поступает по газоводу 6 в форсуночную головку камеры на дожигание с остальной частью горючего. Для подачи горючего в двигатель предусмотрен заборный патрубок 7 на входе в насос 2, после которого небольшая часть горючего поступает по трубопроводу 8 в газогенератор, а остальная часть поступает по трубопроводу 9 в тракт регенеративного охлаждения камеры, из которого подается в ее форсуночную головку. Подача окислителя в двигатель предусмотрен через входной патрубок 3а насоса 3, который питает вышеупомянутый газогенератор по трубопроводу 10. На форсуночной головке камеры смонтирован шарнирный подвес 11 для возможности поворота ее (при помощи не показанных на фиг. рулевых приводов) с целью управления вектором тяги двигателя. Шарнирный подвес содержит гибкий (сильфонный) патрубок 11а, являющийся функциональной частью газовода 6. На уровне размещения шарнирного подвеса трубопровод 9 также снабжен гибким (сильфонным) узлом 9а. Для возможности управления вектором тяги по крену двигатель снабжен соплами крена 12 и 13, питаемыми от газовода 6 по трубопроводу 14; поступление газа в сопла регулируется газораспределителем 15. Для возможности установки двигателя на летательном аппарате в нем предусмотрен расположенный вокруг шарнирного подвеса с соседней частью камеры силовой кожух (оболочка) 16, прикрепленный одной стороной к неподвижной части газовода 6. С противоположной стороны, то есть со стороны реактивного сопла камеры, к кожуху по кромке 16а прикреплена (приварена) монтажная оболочка 17 со свободным торцом 17а, обращенным к входу в двигатель. Входящая в конструкцию двигателя, указанная оболочка является одновременно донной частью топливного бака (горючего) силовой установки: при монтаже двигателя на летательном аппарате его стыкуют торцом 17а с обечайкой топливного бака, и по стыку производят сварку (очевидно, что входной патрубок 3а насоса окислителя 3 подсоединяют в питающему трубопроводу соответствующего бака). Таким образом, турбонасосный агрегат оказывается размещенным в топливном баке горючего, будучи герметично отделен от шарнирного подвеса 11 с камерой.

Во втором варианте изобретения - согласно фиг. 2 - аналогичные первому варианту элементы двигателя обозначены прежними позициями. От описанного новый вариант двигателя отличается прежде всего устройством и расположением шарнирного подвеса 18: от смонтирован вокруг камеры, и они герметично отделены от турбонасосного агрегата силовым монтажным колпаком 19, который обращен кромкой (торцом) в сторону реактивного сопла камеры, и по этой кромке соединен с оболочкой 17. Представленный на фиг. 2 двигатель выполнен, в отличие от первого, по схеме без дожигания: камера рассчитана на питание горючим, поступающим из соответствующего насоса по трубопроводу 9 в тракт регенеративного охлаждения, и окислителем, поступающим из соответствующего насоса по трубопроводу 20 в форсуночную головку; указанные трубопроводы снабжены в районе шарнирного подвеса поворотными узлами 9' и 20', соответственно. Газогенератор 5 работает на небольшой части окислителя и горючего, расходуемых двигателем и поступающих по трубопроводу 10 и по трубопроводу 8 из соответствующих насосов. Вырабатываемый в газогенераторе восстановительный газ после прохождения турбины 4 поступает в выхлопной трубопровод 21, из которого посредством газораспределителя 15 распределяется по соплам крена (показано одно из них).

Очевидно, что предлагаемый двигатель, как и его прототип, позволяет создать компактную силовую ракетную установку за счет возможности использования свободного пространства между двигательными агрегатами для размещения жидкого топлива. Вместе с тем предлагаемый двигатель имеет ряд существенных преимуществ по сравнению с прототипом. Так, в конструкции предлагаемого двигателя предусмотрено специальное монтажное средство в виде донной оболочки, скрепленной с окружающей камеру обечайкой, что гарантирует точную сборку силовой установки и последующее сохранение первоначального относительного положения двигателя в рабочих условиях, следовательно, обеспечивается необходимая начальная ориентация вектора тяги двигателя в полете летательного аппарата. Наряду с этим, предлагаемый двигатель содержит смонтированный на камере шарнирный подвес, позволяющий минимизировать потери энергии на управление вектором тяги. Наконец, упомянутая обечайка вокруг камеры, будучи частью силовой монтажной конструкции, одновременно герметично отделяет камеру от турбонасосного агрегата, препятствуя поступлению теплоты от работающей камеры в топливный бак силовой установки, следовательно, исключается возможная кавитация соответствующего топливного насоса без использования каких-либо теплоизоляционных чехлов. Резюмируя вышеизложенное, заключаем, что применение изобретения даст технический результат в виде улучшения энерго-массовых характеристик двигателя и силовой установки в целом.

Возвращаясь к описанию изобретения, отметим, что оно не исчерпывается иллюстрирующими конкретными фигурами. В частности, в первом варианте изобретения (фиг. 1) двигатель может выполняться по схеме без дожигания: на месте газовода 6 может располагаться высоконапорный расходный трубопровод топливного компонента, и, наоборот, во втором варианте изобретения (фиг. 2) двигатель может выполняться по схеме с дожиганием: на месте расходного трубопровода 20 может располагаться газовод отработавшего тела турбины. Шарнирный подвес может быть как двустепенным (карданным), так и одностепенным. Двигатель может содержать несколько камер, снабженных общим или собственными турбонасосными агрегатами: в этом случае каждая камера с ее шарнирным подвесом окружена собственной разделительной оболочкой (16,19), и все они прикреплены к общей донной оболочке 17; в такой многокамерной конструкции двигателя сопла крена могут не устанавливаться, а шарнирные подвесы могут выполняться двух- или одностепенными.

Целесообразная область применения изобретения - двигатели для силовых ракетных установок жидкого топлива с утоплением турбонасосного агрегата в баке.

Формула изобретения

1. Двигатель для ракетной силовой установки жидкого топлива, содержащий камеру с форсуночной головкой и реактивным соплом, средства управления вектором тяги, расходные трубопроводы и турбонасосный агрегат, рассчитанный на размещение в топливном баке при монтаже двигателя на летательном аппарате, отличающийся тем, что средства управления вектором тяги включают смонтированный на головке камеры шарнирный подвес с гибким патрубком, являющимся функциональной частью расходного трубопровода, и упомянутый шарнирный подвес вместе с камерой герметично отделены от турбонасосного агрегата силовым кожухом, к которому со стороны реактивного сопла прикреплена монтажная оболочка, входящая в конструкцию двигателя и одновременно являющая донной частью топливного бака силовой установки.

2. Двигатель для ракетной силовой установки жидкого топлива, содержащий камеру с форсуночной головкой и реактивным соплом, средства управления вектором тяги, расходные трубопроводы и турбонасосный агрегат, рассчитанный на размещение в топливном баке при монтаже двигателя на летательном аппарате, отличающийся тем, что средства управления вектором тяги включают смонтированный вокруг камеры шарнирный подвес, и он вместе с камерой герметично отделен от турбонасосного агрегата силовым колпаком, к кромке которого, обращенной в сторону реактивного сопла, прикреплена монтажная оболочка, входящая в конструкцию двигателя и одновременно являющаяся донной частью топливного бака силовой установки.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2