Жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания жрд



Жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания жрд
Жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания жрд

 


Владельцы патента RU 2409755:

Болотин Николай Борисович (RU)
Носырев Дмитрий Яковлевич (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях дя управления вектором тяги. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через сильфон, согласно изобретению газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг, узел подвески выполнен в виде сферического шарнира, газовод выполнен прямолинейным и перпендикулярно продольной оси камеры сгорания, головка которой имеет патрубок, выполненный также перпендикулярно продольной оси камеры сгорания, а между этим патрубком и газоводом установлен сильфон. Предложен узел подвески камеры сгорания ЖРД, содержащий вешнюю неподвижную часть, жестко соединенную с силовой рамой, и внутреннюю подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, причем обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, при этом его внешняя неподвижная часть выполнена из двух деталей: верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку, сферические уплотнительные поверхности дополнительно уплотнены, как минимум, двумя уплотнительными кольцами, установленными в кольцевых канавках обеих деталей. Изобретение обеспечивает повышение надежности узла подвески камеры сгорания для ЖРД с регулируемым вектором тяги. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и горючем, например на углеводородном горючем и жидком кислороде, и предназначено для управления вектором тяги.

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 систем регулирования вектора тяги и управления по крену.

Известен жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания по патенту РФ №2159352, опубл. 20.11.2000 г., прототип, содержащий камеру сгорания, газогенератор, ТНА, узел подвески камеры сгорания и два привода, например гидроцилиндры, для управления вектором тяги двигателя. Узел подвески выполнен в виде карданного соединения, внутри которого размещен сильфон.

Недостатки двигателя и узла подвески камеры сгорания

1. Сложность конструкции узла подвески камеры сгорания ЖРД и ее низкая надежность из-за того, что подшипники карданного соединения при работе двигателя имеют температуру такую же, что и газогенераторный газ, т.е. 500…800 градусов Цельсия. Кроме того, этот узел достаточно сложный, содержит значительное количество деталей и имеет большой вес, что нежелательно для ЖРД.

2. Подвеска ТНА недостаточно проработана и при жестком креплении ТНА на силовой раме возможно при сборке и в процессе работы двигателя возникновение монтажных и температурных напряжений

Задачи создания изобретения - упрощение конструкции узла подвески камеры сгорания ЖРД и повышение его надежности.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, 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, при этом газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг. Приводы могут быть выполнены в виде гидроцилиндров, прикрепленных щарнирно к силовой раме, на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому прикреплены штоки приводов.

Решение указанных задач достигнуто в узле подвески камеры сгорания ЖРД, содержащем неподвижную часть, жестко соединенную с газоводом, и подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, тем, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, и полость внутри, при этом его часть, соединенная с газоводом, выполнена как внешняя и состоит из двух деталей, верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку, сферические уплотнительные поверхности дополнительно уплотнены уплотнительными кольцами, установленными в кольцевых канавках обеих деталей. На верхней детали может быть выполнен опорный фланец, жестко соединенный с силовой плитой. Верхняя деталь может быть прикреплена к силовой раме не менее чем при помощи трех шарнирных тяг.

Сущность изобретения поясняется на чертежах, где:

на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,

на фиг.2 приведена конструкция узла подвески.

Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1 и 2) содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 3 и турбонасосный агрегат ТНА 4, подстыкованный к газогенератору 3 посредством газовода 5. ТНА 4 содержит турбину 6, насос окислителя 7 и насос горючего 8. ТНА 4 может содержать дополнительный насос горючего 9. Выход насоса горючего 8 соединен трубопроводом 10 с входом дополнительного насоса горючего 9.

Камера сгорания 2 содержит головку 11, цилиндрическую часть 12 и сопло 13. Газогенератор 3 закреплен на силовой раме 1 шарниром 14, а ТНА 4 - при помощи не мене чем двух шарнирных тяг 15 (фиг.1). Между газоводом 5 и головкой 11 установлен узел подвески 16, обеспечивающий поворот камеры сгорания 2 при управлении вектором тяги R. Между газоводом 5, выполненным прямолинейным, и головкой 11 установлен сильфон 17, подстыкованный с одной стороны к газоводу 5, а с другой - к патрубку 18, выполненному на головке 11 перпендикулярно оси камеры сгорания 2. Патрубок 18 имеет такой же диаметр, как газовод 5 и сильфон 17, и выполнен соосно для уменьшения потерь давления газа.

Обеспечивают управление вектором тяги два привода, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 19 со штоками 20. Приводы 19 установлены во взаимно-перпендикулярных плоскостях, проходящих через продольную ось камеры сгорания 2. Приводы 19 закреплены при помощи шарниров 14 к силовой раме 1, а штоки 20 - к цилиндрической части 12 камеры сгорания 2. Выход из насоса горючего 8 трубопроводом 21, в котором установлены пускоотсечной клапан 22 и сильфон 23, соединен с главным коллектором 24. Выход из насоса окислителя 7 соединен трубопроводом 25, содержащим пускоотсечной клапан 26, с газогенератором 3, выход из дополнительного насоса горючего 9 трубопроводом 27, содержащим пускоотсечной клапан 28, соединен также с газогенератором 3.

На газогенераторе 3 и на камере сгорания 1 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 29.

Кроме того, двигатель оборудован блоком управления 30, который электрическими связями 31 соединен с запальными устройствами 29 и с пускоотсечными клапанами 22, 26, и 28.

Особенностью двигателя является то, что газогенератор 3 закреплен на силовой раме 1 при помощи шарнира 14, а ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи не менее двух шарнирных тяг 15. Камера сгорания 2 напрямую не связана с силовой рамой 1, а соединена с ней через узел подвески 16, позволяющий ей поворачиваться в любой плоскости относительно точки «О», а сильфон 17 позволяет отклонять камеру сгорания 2.

Конструкция узла подвески 16 приведена на фиг.2. Узел подвески 16 камеры сгорания 2 ЖРД (фиг.2) содержит две части: неподвижную 32 и подвижную 33. Неподвижная часть 32 жестко соединена с силовой рамой 1, а подвижная часть 33 жестко соединена с головкой 11 камеры сгорания 2 за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 34, при этом неподвижная часть 32, выполнена из двух деталей, верхней 35 и нижней 36, с горизонтальным разъемом «А-А» по максимальному диаметру сферы, стянутых болтовым соединением 37 через регулировочную прокладку 38, установленную во фланцевом соединении 39. В верхней части узла подвески 16 выполнен фланец 40.

Двигатель запускается следующим образом.

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 30 по электрическим каналам связи 31 подается команда на открытие пускоотсечных клапанов 22, 26 и 28. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются при помощи запальника 29. Газогенераторный газ по газоводу 5 через узел подвески 16 подается в головку 11 камеры сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя через зазор между оболочками ее сопла 13, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 2 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 3. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 29, установленным на камере сгорания 2. После запуска турбонасосного агрегата 4 газогенераторный газ подается из газогенератора 3 в турбину 6, раскручивается ротор ТНА (не показано), давление на выходах насосов 7, 8 и 9 возрастает.

Для управления вектором тяги R при помощи привода 19, воздействуя штоком 20 на силовое кольцо, поворачивают камеру сгорания 2 относительно узла подвески 16 (точка «О» на угол 5…7°). При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения RO продольной оси симметрии камеры сгорания 2 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен (ракета не показана). При вращении нижней детали 36 (фиг.2) она прижимается к верхней детали 35 реактивной тягой камеры сгорания 2, что герметизирует этот стык и не позволяет газогенераторному газу, имеющему температуру от 500 до 800°С и давление 300…400 атм, прорываться через эти стыки и вызывать пожар в двигательном отсеке. Герметизацию стыка при транспортировке камеры сгорания и при подготовке ракеты к запуску и в первоначальный момент запуска, пока реактивная сила не превысит вес сопла, осуществляет нижняя часть шарнирного соединения 34 под действием собственного веса.

Применение изобретения позволило следующее.

1. Значительно повысить надежность работы узла подвески камеры сгорания из-за отсутствия ненадежного сильфона и применения простого по конструкции сферического пустотелого шарнира, выполненного из жаропрочных материалов. Применение двух кольцевых уплотнений, подпружиненных в сторону сферической уплотнительной поверхности, также обеспечивает герметизацию узла при транспортировке, в момент запуска двигателя и при работе двигателя.

2. Предложенная схема подвески ТНА и газогенератора исключила монтажные и температурные напряжения при сборке двигателя и в процессе работы ЖРД из-за высокой температуры его основных узлов (камеры сгорания, турбины и газогенератора) и низкой температуры насоса окислителя и насоса горючего, особенно, если они работают на криогенных компонентах, например жидкие кислород и водород.

1. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через сильфон, отличающийся тем, что газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг, узел подвески выполнен в виде сферического шарнира, газовод выполнен прямолинейным и перпендикулярно продольной оси камеры сгорания, головка которой имеет патрубок, выполненный также перпендикулярно продольной оси камеры сгорания, а между этим патрубком и газоводом установлен сильфон.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что приводы выполнены в виде гидроцилиндров, прикрепленных шарнирно к силовой раме, на цилиндрической части камеры сгорания выполнено силовое кольцо, к которому щарнирно прикреплены штоки приводов.

3. Узел подвески камеры сгорания ЖРД, содержащий внешнюю неподвижную часть, жестко соединенную с силовой рамой, и внутреннюю подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, отличающийся тем, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, при этом его внешняя неподвижная часть выполнена из двух деталей: верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку, сферические уплотнительные поверхности дополнительно уплотнены, как минимум, двумя уплотнительными кольцами, установленными в кольцевых канавках обеих деталей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. .

Изобретение относится к области однокамерных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа, изменяемого вектора тяги за счет качания камеры сгорания.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлу качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием, и может быть использовано в системах трубопроводов, работающих в условиях высоких температур и высоких давлениях.

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлу качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием генераторного газа после турбины турбонасосного агрегата в камере сгорания, и может быть использовано в системах трубопроводов с рабочим телом высокого давления и высокой температуры. Узел качания в одной плоскости камеры, включающий камеру, установленную цапфами в подшипниках качения в траверсах, закрепленных на его силовой раме, и блок гибких трубопроводов, в котором согласно изобретению сильфоны и гибкие трубопроводы объединены в два блока гибких трубопроводов (БГТ), прикрепленных своими неподвижными кронштейнами к траверсам, расположенным по обе стороны камеры вдоль оси качания и взаимодействующих с помощью гибких трубопроводов с подвижными кронштейнами, при этом подвижный кронштейн БГТ газового тракта своей серьгой, контактирующей с одной стороны с цилиндрической поверхностью резьбовой втулки, ввернутой в цапфу камеры, а с другой стороны снабжен вилкой, контактирующей через сферический шарнир с серьгой неподвижного фланца этого БГТ, при этом в отверстия подвижного и неподвижного кронштейнов установлены втулки, к которым закреплены наконечники сильфона, а подвижный кронштейн БГТ, расположенный по другую сторону камеры, своей вилкой взаимодействует с консольно расположенным валиком цапфы камеры, выполненным с двумя боковыми плоскими поверхностями, при этом между вилкой подвижного кронштейна БГТ и валиком в их отверстиях установлен палец. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы, равномерное изгибание гибких элементов, повышению точности установки геометрической оси камеры, уменьшение габаритных размеров узла качания. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к устройствам, воспринимающим тягу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и позволяющим обеспечить проток компонентов топлива из баков ракеты в магистрали двигателя и качание двигателя. В устройстве для восприятия тяги и протока двух компонентов топлива, включающем двухстепенной подвес и сильфонный узел для протока двух компонентов топлива, при этом в качестве указанного подвеса применен карданный подвес, имеющий раму карданного механизма, две пары осей с подшипниками, размещенными в раме в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, и две пары вилок, соединенных с осями, при этом одна пара вилок жестко соединена с рамой двигателя, другая - с головкой камеры сгорания двигателя, при этом указанный сильфонный узел размещен внутри рамы карданного механизма и выполнен в виде двух сильфонов - внутреннего, установленного по оси двигателя и оси карданного подвеса, и наружного сильфона, концентрично размещенного относительно внутреннего, образующих между собой кольцевой канал, полость внутреннего сильфона с одной стороны соединена с полостью бака ракеты одного из компонентов топлива, с другой стороны через коллектор соединена с входной магистралью двигателя, полость кольцевого канала через изогнутый трубопровод соединена с полостью бака ракеты другого компонента, с другой стороны эта полость через коллектор соединена с входной магистралью двигателя. Изобретение обеспечивает повышение надежности, уменьшение массово-габаритных характеристик. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к узлам качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и может быть использовано для установки геометрической оси камеры, качающейся в одной плоскости, в заданном положении, с высокой точностью. В узле качания между внутренней обоймой подшипника и цапфой установлена дополнительная резьбовая втулка с буртом для упора подшипника, контактирующая с ответной резьбой цапфы, в траверсах, в местах установки болтов, выполнены отверстия в виде овальных пазов, между основаниями рамы и траверсами установлены регулировочные прокладки из стального листа, между траверсами и головками болтов установлены двойные опорные стальные шайбы увеличенной толщины с отверстиями под болты, между резьбовой втулкой и цапфой установлен штифт. Изобретение обеспечивает высокую точность установки геометрической оси и оси качания камеры на двигателе относительно общей оси двигателя и его привалочной плоскости, повышение надежности крепления траверс к основаниям рамы и исключение проворота резьбовой втулки относительно цапфы. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании карданных подвесов однокамерных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа. В карданном подвесе жидкостного ракетного двигателя, содержащем опорный и подвижный усеченные конусы, скрепленные через карданный узел, включающий полую шаровую пяту, пронизанную подвижной и неподвижной осями качания, подпятник, установленный внутри глухой гайки, соосно ввернутой в нижний торцовый участок опорного конуса, две рулевые машины с верхними и нижними рамами крепления, шаровая пята, снабженная фланцем крепления к верхнему торцовому участку подвижного конуса, включает сквозной канал, например, прямоугольного поперечного сечения с пропущенными через него коаксиальными наружной подвижной и внутренней неподвижной осями качания, причем верхняя стенка канала выполнена с центральной вогнутой цилиндрической поверхностью с осью качания, перпендикулярной к неподвижной оси, а подвижная ось качания содержит прилив с выпуклой цилиндрической поверхностью, входящей в контакт с вогнутой цилиндрической поверхностью сквозного канала и позволяющей обеспечить скольжение по ней цилиндрической поверхности прилива подвижной оси в ограниченном диапазоне, и верхний неподвижный опорный конус снабжен вилкообразным захватом, закрепленным по обоим концам неподвижной оси, выполненной в виде призонного болта с головкой и крепежной гайкой. Каждая шарнирная точка крепления двух рулевых машин закреплена на раме, состоящей из подкоса, шарнирно закрепленного к одной из стенок соответствующего конуса, и горизонтально расположенного кронштейна треугольной формы с парой проушин, закрепленных в вилках, установленных на верхнем или нижнем посадочном фланце конусов. Изобретение обеспечивает повышение надежности конструкции и автономную работу системы качания. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлам качания камер ЖРД, может быть использовано в космической технике и авиации. Узел качания камеры, расположенный между камерой и газоводом, включающий герметизирующее устройство, сферический неподвижный корпус, подвижный стакан, неподвижный и подвижный экраны, образующие центральный продольный канал, рамочный кардан, имеющий возможность качаться с камерой и герметизирующим устройством в 2-х взаимно перпендикулярных плоскостях относительно общего центра и газовода, согласно изобретению, герметизирующее устройство конструктивно совмещено с силовыми элементами и содержит силовой опорный вкладыш, жестко закрепленный на стакане и имеющий шаровую поверхность, эквидистантную сферической поверхности корпуса, покрытую материалом с низким коэффициентом трения и высоким уплотняющим свойством, например «Афталом». Кроме того, рамочный кардан имеет регулировочные прокладки, устанавливаемые между вилками кардана и сферическим корпусом для регулирования распределения осевого усилия на шаровом вкладыше и кардане. Неподвижный экран с входным наконечником газовода выполнен в виде конфузора, с минимальным диаметром на 25-30% меньше входного диаметра, с последующим переходом в диффузор, а подвижный экран выполнен в виде диффузора с каналами регенеративного охлаждения. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, ее компактности, снижение массы и габаритов. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх